Анализ двигателей Л-410 и DA-42: конструкция и эксплуатация

АННОТАЦИЯ
Выпускная квалификационная работа, выполненная в форме дипломной
работы на тему: «Сравнительный анализ конструкции и эксплуатации двигателей
ВС Л-410 и DA-42» состоит из трех разделов.
В первом разделе «Конструкция и эксплуатация двигателя DA-42»
рассмотрена история создания и конструкция двигателя ВС DA-42 «Austro Engine
300» и в частности работа каждой его системы, эксплуатационные ограничения и
индикация параметров. Так же в рамках данного раздела описана правильная
эксплуатация данного двигателя пилотами, и действия в нестандартных ситуациях
согласно руководству летной эксплуатации данного двигателя.
Во втором разделе «Конструкция и эксплуатация двигателя Л-410»
рассмотрены летно-технические характеристики двигателя Walter 601M его
эксплуатационные ограничения, характерные параметры в зависимости от фазы
полета, индикация параметров и правильная эксплуатация пилотами. Так же
рассмотрена работа и назначение каждой системы двигателя в частности и
эксплуатационные ограничения.
Третий раздел посвящен анализу авиационных происшествий воздушных
судов Л-410 и DA-42, связанных с двигателями. Выявлены причины данных
авиационных событий.
Даны рекомендации по предотвращению подобных
ситуаций в будущем.
В
заключении
даны
общие
выводы,
определены
недостатки
и
преимущества каждого двигателя как в общем, так и перед друг другом.
Пояснительная записка изложена на 67 страницах, содержит 18 рисунков,
список использованных источников состоит из 10 наименований, 2 приложений.
2
СОДЕРЖАНИЕ
ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ ............................................. 4
ВВЕДЕНИЕ ...................................................................................................................... 6
1 Конструкция и эксплуатация двигателя DA42 .................................................... 8
1.1 Общая характеристика и основные данные двигателя ......................................... 8
1.2 Силовая установка................................................................................................... 12
1.4 Система охлаждения двигателя ............................................................................. 16
1.5 Топливная система .................................................................................................. 17
1.6 Система управления двигателем ........................................................................... 18
1.8 Воздушный винт и система управления им. ..................................................... 20
1.9. Система запуска двигателя АЕ 300 ...................................................................... 24
2 Конструкция и эксплуатация двигателя Л-410 WALTER 601 ....................... 32
2.1 Общая характеристика и основные данные двигателя, силовая установка ...... 32
2.2 Масляная система .................................................................................................... 36
2.4 Топливная система .................................................................................................. 38
2.6 Пусковая система .................................................................................................... 40
2.7. Система индикации параметров двигателя M-601 ............................................. 40
2.8. Эксплуатация двигателя ........................................................................................ 44
3.Анализ развития особой ситуации в авиационном событии связанных с
авиационными двигателями AE-300 и Walter 601M. Технические факторы,
ошибки и нарушения, допущенные эксплуатантами, способствующие
развитию особой ситуации ........................................................................................ 55
ЗАКЛЮЧЕНИЕ ............................................................................................................. 63
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ.................................................... 65
ПРИЛОЖЕНИЕ 1 .......................................................................................................... 67
3
ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
ВС – воздушное судно
ВВ – воздушный винт
БРЭО – бортовое радиоэлектронное оборудование
ВМТ – верхняя мертвая точка
ГРМ – газораспределительный механизм
ДВС – двигатель внутреннего сгорания
КПД – коэффициент полезного действия
НМТ - нижняя мертвая точка
ПВД – приемник высокого давления
РЛЭ – Руководство по летной эксплуатации
РПО – регулятор постоянства оборотов
РТО – Руководство по техническому обслуживанию
РУД – рычаг управления двигателем
РУВ – рычаг управления воздушным винтом
ICAO – International Civil Aviation Organization – Международная организация гражданской авиации
MFD – Multi-function Display – многофункциональный индикатор
PFD – Primary Flight Display – основной пилотажный индикатор
Силовая установка летательного аппарата – комплекс систем и устройств,
важнейшим в составе которого является двигатель, обеспечивающий получение
4
тяги, необходимой для полета летательного аппарата в заданных условиях
полета, включая режимы взлета, набора высоты, маршрута (крейсерского
полета), снижения и посадки. Надежность силовой установки заключается в ее
способности обеспечивать необходимую для полета летательного аппарата тягу и
обусловливается надежностью всех входящих в нее групп, устройств и систем.
Такт – часть рабочего цикла, совершаемая за один ход поршня.
Цикл – ряд следующих друг за другом процессов, в результате которых
рабочее тело (газ) возвращается в первоначальное состояние.
Четырехтактный двигатель – двигатель, в котором рабочий цикл
совершается в течение четырех ходов поршня (такта).
5
ВВЕДЕНИЕ
Авиационный двигатель – это одна из наиболее важных составляющих
любого воздушного судна, его сердце. В самом начале зарождения авиации, весь
прогресс
в
самолетостроении
определялся
прежде
всего
прогрессом
в
двигателестроении. Хотя идеи полета человека на аппарате тяжелее воздуха
развивались еще со времен Леонардо-да-Винчи, создание первых самолетов стало
возможным только тогда, когда был разработан достаточно легкий двигатель,
который мог развить необходимую мощность для преодоления сопротивления
воздуха в полете и поднять на крыльях не только самолет, но и его запас топлива
и летчика. Сто лет назад, в 1903 году, братья Райт создали первый самолет, на
котором был установлен такой двигатель. Это был поршневой бензиновый мотор,
аналогичный
тем,
которые
широко
применяются
в
современном
автомобилестроении. С течением времени и развитием технологий развилось
такая отрасль как двигателестроение, а вместе с этим и авиация. Стали появляться
газотурбинные и турбореактивные двигатели, которые позволили в разы
увеличить дальность, скорость и высоту полета воздушных судов.
В Российской Федерации имеется 5 учебных заведений позволяющих
получить образование пилота. В основном в этих учебных заведениях самолетами
для первоначального обучения являются Л-410, DA-40 и DA-42, различных
модификаций. На данных воздушных судах установлены двигатели «Austro
Engine AE300» (DA-40 и DA-42) и «Walter 601M» (Л-410). Разбираться в
двигателе пилоту необходимо, чтобы понимать, какие возможные проблемы
могут возникнуть во время полета, и как решить эти проблемы. Понимание
работы двигателя также помогает пилоту, какие маневры безопасны для самолета
в зависимости от его текущего состояния и работы двигателя. В целом, знание
авиационного двигателя является важной частью обучения пилотов и гарантирует
безопасность полетов.
6
В данной дипломной работе проводится исследование и анализ
конструкции и эксплуатации авиационных двигателей, с целью выявление
сильных и слабых сторон как в общем так и друг перед другом.
Для достижения этой цели мы ставим перед собой задачи:
• Сбор информации о конструкции и эксплуатации двигателей и их
составляющих.
• Проанализировать какой из двигателей является более в изучении,
освоении и эксплуатации для первоначального обучения летного
состава.
• Анализ авиационных событий связанных с данными двигателями и
последующие выводы, о предотвращениях данных ситуаций и
правильных действиях в них.
Выработанные материалы будут полезны как для руководящего состава
при возможности выбора между данными типами ВС, так и для курсантов
проходящих первоначальную летную подготовку и обучение.
7
1 Конструкция и эксплуатация двигателя DA42
1.1 Общая характеристика и основные данные двигателя
Двигатель Austro Engine AE-300 (Austro Engine E4-A) представляет собой
четырехтактный однорядный четырехцилиндровый двигатель объемом 1991 см3
(123,5 дюйм3) с жидкостным охлаждением, системой непосредственного впрыска
с
общей
топливной
рампой,
турбонаддувом,
двойным
верхним
распределительным валом, с четырьмя расположенными в ряд цилиндрами, в
каждом из которых по четыре клапана, аккумуляторной топливной системой
высокого давления, электронной системой управления (EECU).
Двигатель приводится в действие одним рычагом управления, оснащен
редуктором, гасителем крутильных колебаний и подготовлен для установки винта
с разным направлением вращения. Управление винтом осуществляет встроенный
регулятор оборотов воздушного винта, контролируемый EECU. Поскольку
данный основан на современном автомобильном двигателе, авиационный рынок в
целом уже давно решил проблемы, такие как надежность, которые могут
возникнуть при проектировании нового двигателя, используя значительно
развитую автомобильную промышленность. Сэкономленные время и усилия
можно направить на решение других проблем двигателестроения, таких как
разработка, усовершенствование и внедрение. Компания AE разработала
авиационный двигатель, соответствующий требованиям EASE CS-e, с поддоном,
картером новой конструкции, впускным каналом, системой выхлопа и
турбонаддува, генератором переменного тока и системой предварительного
подогрева для новых автомобильных двигателей. Клапанная система имеет
четыре клапана в каждом цилиндре (два впускных два выпускных), приводимые в
действие гидрокомпенсатором и не требующих регулировки в течении всего
срока службы двигателя
Гидрокомпенсатор
приводится
в
действие
двумя
верхними
распределительными валами, которые приводятся в движение от коленчатого вала
через самонатягивающуюся, не требующую обслуживания цепь. Четыре клапана
8
на цилиндр улучшают впуск и выпуск в камере сгорания, повышая
эффективность и мощность
Двигатель AE300 имеет чугунный внутренний контур (рисунок 1). Это
устраняет необходимость в отдельной гильзе цилиндра. Воздух из картера
проходит через маслоотделитель. После маслоотделителя воздуха из картера
выходит в окружающую среду через сапун. Для достижения максимальной
скорости вращения гребного винта 2600 об/ мин AE оснащен коробкой передач с
передаточным отношением 1,69:1 и гасителем крутильных колебаний
Гаситель крутильных колебаний отделяет двигатель от гребного винта. Изза высокой степени сжатия поршни двигателя движутся не так плавно, как в
карбюраторном двигателе и резко останавливаются при выключении. Благодаря
изоляции двигателя от тяжелого. Наконец, AE оснащен электронной системой
управления двигателе ECCU. По мимо использования топлива Jet-A1, двигатель
отличается от обычных авиационных поршневых двигателей следующими
особенностями.
Четыре
цилиндра
горизонтально-противоположно.
жидкостное
охлаждение.
расположены
последовательно,
Система
охлаждения
Преимущество
заключается
в
а
не
двигателя
имеет
том,
поток
что
охлаждающей воды можно регулировать, так что быстрое охлаждение не является
проблемой в условиях полета с быстрым воздушным потоком и низкой выходной
мощностью. Интеркулер-охлаждает всасываемый воздух после его прохождения
через турбокомпрессор увеличивая мощность и эффективность. Необходимость
охлаждения обусловлена высоким давлением наддува, составляющим примерно
2300 мбар (33358 фунтов на дюйм2) и связанным с этим повышением
температуры подаваемого двигателя.
9
Рисунок 1 – Двигатель AE 300
Таблица 1- Эксплуатационные ограничения двигателя AE 300
Индикация
Зеленая
Красная
Желтая
дуга/полоса
дуга/поло
=
са
нижний
=
диапазон,
критичес
дуга/поло
са
=
нормальн
ый
эксплуатация кий
рабочий
запрещена
диапазон
менее -30°C
-30...35°C
Давление
менее
0,9...2,5
2,5...6,0
масла
0,9 бар
бар
бар
менее -30°C
-30...50°C
Температура
редуктора
Температура
масла
диапазон
10
35...115°
C
50...135°
C
Желтая
Красная
дуга/полос
дуга/полоса
а
=
=
верхний
критически диапазон,
й
эксплуатация
диапазон
запрещена
115...120°C свыше 120°C
6,0...6,5 бар свыше 6,5 бар
135...140°C свыше 140°C
Продолжение таблицы 1
Индикация
Зеленая
Красная
Желтая
дуга/полоса
дуга/поло
=
са
нижний
=
диапазон,
критичес
дуга/поло
са
=
нормальн
ый
эксплуатация кий
рабочий
запрещена
диапазон
менее -30°C
-30...60°C 60...95°C
диапазон
Желтая
Красная
дуга/полос
дуга/полоса
а
=
=
верхний
критически диапазон,
й
эксплуатация
диапазон
запрещена
95...105°C
свыше 105°C
Температура
охлаждающей
жидкости
Частота
Вращения
--
--
Нагрузка
--
--
Температура
топлива
менее -25°C
Амперметр
--
Вольтметр
менее 24,1 В
-25...20°C
-24,1...25
В
11
свыше
свыше
2300
2300
об/мин
об/мин
до 92 %
92...100 %
свыше 2300
об/мин
--
-20...55°C 55...60°C
свыше 60°C
до 60 А
60...70 A
свыше 70 A
25...30 В
30...32 В
свыше 32 В
Рисунок 2 - Индикация параметров работы двигателя
1.2 Силовая установка
Силовая установка состоит из двигателя Austro Engine E4-A, капотов
(правый, левый, и нижний), рамы – мотор (рис.), выхлопной системы и системы
дренажа гондолы двигателя
Каждая гондола двигателя самолета имеет три капота из углепластика: два
верхних (левый и правый) и один нижний. Высокая прочность и легкость в
обслуживании, главные критерия выбора материала. Главная цель капотовсоздание оптимальной аэродинамической формы самолета. расположение и
установка капотов позволяет быстро и легко их демонтировать для доступа к
двигателю.
Два воздухозаборника расположены в нижнем капоте, первый расположен
в правой части, второй расположен в нижней передней части капота. Так же
имеется боковой воздухозаборник, который предназначен для обдува двигателя.
Подача воздуха на радиатор и в теплообменник для обогрева кабины.
12
Рама мотора (рисунок 3) имеет пять точек крепления с противопожарной
перегородкой. Конструкция рамы сделана из стальных труб, соединенных
методом сварки. Крепление всех необходимых агрегатов производится с
помощью приварных кронштейнов. Электрические кабели и другие составные
конструкции крепятся с помощью хомутов и специальных резиновых стяжек.
Рисунок 3 - Моторная рама
Задняя
часть
моторной
рамы
имеет
пять
монтажных
площадок,
предназначенных для болтового крепления к гондоле двигателя.
Для крепления двигателя имеется три монтажные площадки. Резиновые
амортизаторы являются проставкой. Между двигателем и монтажными рамами.
Для борьбы и изоляции конструкции от вибрации двигателя используется гелевый
заполнитель.
На самолете DA 40 установлена простая система выхлопных газов. К
двигателю прикреплена выхлопная труба короткой длинны, прикрепленная к
турбокомпрессору и идет сквозь капот двигателя внизу.
Система выхлопа (рисунок 4) образованна, внутренней трубой и наружным
кожухом.
Четыре металлические вставки удерживают внутреннюю трубу в
центральном от кожуха положении. Внутренняя труба и кожух сварены друг с
другом у крепления выхлопной трубы болтами и выпуска турбокомпрессора.
13
Рисунок 4 - Схема выхлопной системы
Гондола двигателя самолета DA 40 имеет шланг для суфлирования бака
масляного сепаратора и дренажный шланг расширительного бака системы
жидкостного охлаждения.
Суфлирующий шланг масляного сепаратора присоединен к выпускному,
штуцером в верхней части масляного сепаратора. Крепеж производится с помощью
червячного хомута. Другая сторона шланга суфлирования идет сквозь, трубку в
нижней части соответствующего двигателя и соединяется с атмосферой.
Крепление шланга к моторной раме и дренажному шлангу расширительного бака
системы жидкостного охлаждения Р-образным хомутом и стяжками.
Дренажный шланг расширительного бака системы жидкостного охлаждения
присоединяется к выпускному штуцеру на заливной горловине расширительного
бака. Шланг крепится к выпускному штуцеру при помощи червячного хомута.
Другой конец дренажного шланга проходит через направляющую трубку в нижней
части соответствующего двигателя и соединяется с атмосферой. Шланг крепится к
моторной раме и шлангу суфлирования масляного сепаратора Р-образным хомутом
и стяжками.
14
Рисунок 5 - Дренажная система гондолы двигателя
1.3 Система турбонаддува
Система подачи воздуха двигателя Е4-А (рисунок 6) состоит из
воздушного фильтра, турбокомпрессора, клапана подачи воздуха из резервного
источника, регулятора давления наддува, впускного коллектора двигателя,
промежуточного охладителя и датчиков температуры воздуха и давления наддува.
Привод давления наддува использует давление воздуха со стороны
компрессора
турбонагнетателя
для
управления
диафрагмой.
Диафрагма
механически соединена с перепускным клапаном турбонагнетателя и регулирует
количество выхлопного газа, обходящее турбину нагнетателя, а значит и давление
в трубопроводе.
Входящий воздух сжимается компрессором с приводом от турбины, далее
охлаждается в промежуточном охладителе. Данное действие увеличивает КПД и
мощность двигателя используя более высокую плотность холодного воздуха.
Выхлопная система состоит из коллектора, турбины и выхлопную трубу. в
начале процесса выхлопные газы с выходов цилиндров поступают в коллектор,
далее поступают на турбину турбокомпрессора. Заканчивается цикл, выходом
наружу через выхлопную трубу, расположенную в нижнем капоте. Излишки
выхлопных газов обходят турбину. Регулятора давления наддува, позволяет
15
регулировать перепуск газов. Необходимое положение регулятора давления
наддува, блок управления рассчитывает с помощью датчика давления в
коллекторе, который находится после компрессора. Это позволяет предотвратить
развитие чрезмерного давления на малой высоте по плотности.
Рисунок 6 – Структурная схема системы турбонаддува
1.4 Система охлаждения двигателя
В данном двигателе используется система жидкостного охлаждения,
которая состоит из контура радиатора (теплообменник охлаждающей жидкости) и
перепускного контура (теплообменник обогрева кабины) (рисунок 7). Открытие
контура радиатора производится только при условии, что охлаждающая жидкость
имеет высокую температуру. Это обеспечивает быстрый прогрев холодного
двигателя.
Включение
терморегулирующего
клапана
производится
при
достижении охлаждающей жидкости температуры в 80°C (126°F), включение
клапана позволяет направлять охлаждающую жидкость через контур радиатора.
Подогрев воздуха для системы обогрева кабины, реализован через систему
перепускного контура, который оснащен теплообменником «охлаждающая
жидкость — воздух» (теплообменником обогрева кабины), так же установлен
расширительный бак. Для компенсации расширения и регулирования давления
охлаждающей жидкости. Защитой системы охлаждения от высокого давления
является предохранительный клапан.
16
Рисунок 7 – Структурная
Струк
схема системы охлаждения
ения двигателя
д
1.5 Топливная система
Система смазки
азки д
двигателя AE300 включает в себяя внутренний
вну
маслонасос,
прокачивающего
масло
для
двигателя
через
масляны
сляный
фильтр,
масло-
охладительного теплообм
лообменника и смазочных отверстий
й двиг
двигателя.
Система
смазки
азки является
частью двигателя.
я. М
Масло-охладительный
теплообменник обеспечи
еспечивает охлаждение масла. В слу
случае необходимости
охлаждающую способно
собность можно увеличить потоком
м воздуха
во
над поддоном
картера.
Под крышкой
й инжектора
инж
установлен маслоотделите
елитель. Всасываемый из
картера воздух проходит
ходит через маслоотделитель. После
сле маслоотделителя
м
этот
воздух через трубопрово
провод сапуна выпускается в окружающ
жающую среду. Выходное
отверстие маслоотделите
елителя на крышке инжектора должно
олжно быть соединено с
трубопроводом сапуна,
уна, установленном производителем
ем ВС.
В
Маслоотделитель
защищен от повышенного
нного давления предохранительным клапаном.
клап
Давление масла
сла из
измеряется перед масляным фильтром
ьтром. Температура масла
измеряется на горловине
овине масляного фильтра в масляном
ном ккартере. Температура
масла регулируется темпе
температурой охлаждающей жидкости
сти в масляном радиаторе.
17
Масляный насос двигателя приводится в действие непосредственно от
коленчатого вала через цепь. Масляный насос двигателя расположен в картере
двигателя, к масляному насосу присоединена всасывающая трубка[1].
1.6 Система управления двигателем
Управление
двигателем
и
регулировка
двигателя
осуществляется
электронным блоком управления двигателем (ЭБУ), управляет исполнительными
механизмами двигателя (например, топливными форсунками) в соответствии с
информацией от датчиков двигателя. ЭБУ двигателя контролирует, управляет и
регулирует все важные параметры двигателя
ЭБУ состоит из двух идентичных блоков управления двигателем; ЭБУ
имеет встроенный переключатель «VOTER» для переключения управления
двигателем на блок с меньшим временем наработки или (в случае неисправности)
на блок с лучшими эксплуатационными параметрами.
Если один из блоков управления двигателем выходит из строя, загорается
сигнализация на дисплее G1000 «ECU A/B FAIL», при обнаружении данной
сигнализации, дальнейшая эксплуатация воздушного судна запрещена, до
проведения
технического
обслуживания
возможных причин[2].
18
двигателя
и
исправления
всех
Рисунок 8- Принципиальная схема системы управления двигателем и индикации
параметров двигателя
1.7 Масляная система
Двигатель имеет две независимые маслосистемы. Первая предназначена
для смазки двигателя, вторая –турбокомпрессора. Двигатель смазывается
системой мокрого картера. Конструкция имеет специально предназначенный для
охлаждения масла –радиатор, он располагается внизу двигателя. Уровень масла,
можно проверить в лючке верхнего капота с левой стороны, с помощью
специального щупа. Так же, если необходимо долить масло, это можно сделать
здесь же.
Редуктор
имеет
отдельный
масляный
контур,
который
проводит
регулирование частоты вращения винта. Для контроля уровня масла в редукторе,
конструкцией предусмотрено смотровое стекло, в левом верхнем люке капота.
19
Маслосистема используется для смазки трущихся поверхностей двигателя
(под давлением и разбрызгиванием) с целью уменьшения трения, отвода тепла и
продуктов износа. Под давлением осуществляются смазка всех подшипников
двигателя
и
поступление
масла
в
турбокомпрессор.
Давление
масла
поддерживается на уровне 2,3-6,0 бар (в зависимости от температуры масла и
числа оборотов двигателя) клапаном, расположенном в корпусе маслонасоса.
Кулачковые механизмы, цепной привод и направляющие втулки клапанов
смазываются самотеком.
Забор масла из поддона осуществляется маслонасосом с цепным приводом,
затем масло через фильтр поступает к термостату. При температуре масла ниже
78 ºС масло от термостата направляется непосредственно к двигателю и
турбонагнетателю для смазки. Если температура масла превышает 78 ºС, клапан
термостата
начинает
открываться
и
обеспечивает
подвод
масла
к
маслоохладителю (масляному радиатору), где охлаждается проходящим через
радиатор воздухом. Охлажденное масло возвращается в двигатель.
При
температурах выше 94 ºС клапан термостата открывается полностью, и все масло
направляется
только
через
маслоохладитель,
благодаря
чему
при
всех
эксплуатационных условиях MAX температура масла не превышает 140 ºС.
В двигателе масло по масляным каналам в картере и головке цилиндров
подается ко всем трущимся поверхностям, затем снова стекает в поддон.
Масляными форсунками масло подается также для охлаждения поршней снизу. К
турбокомпрессору масло поступает по дополнительному шлангу. Масло из
турбокомпрессора и системы суфлирования также поступает в поддон картера.
Объем масла в системе составляет от 4,5 до 6 литров. Циркуляция масла – 35
л/мин. Измеренные датчиками значения температуры и давления масла
отражаются на экране GARMIN и передаются в систему FADEC.
1.8 Воздушный винт и система управления им.
На самолете DA 40NG установлен трехлопастной воздушный винт mtPropeller MTV-6- R/190-69 с гидравлической системой регулировки шага (рисунок
20
8). Воздушный винт оснащен деревянно-композитными лопастями, имеющими
покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака. Внешняя
часть передней кромки лопастей защищена от эрозии оковкой из нержавеющей
стали, приклеенной к лопасти. Внутренняя часть передней кромки лопасти
защищена эластичной самоклеящейся лентой из полиуретана. Такая конструкция
лопасти позволяет обеспечить минимальную массу и сократить до минимума
вибрацию.
Рисунок 8- Конструкция воздушного винта
На задней поверхности втулки воздушного винта имеется шесть шпилек.
Воздушный винт крепится к фланцу коленчатого вала двигателя при помощи
шести гаек с шайбами. К задней стороне втулки шестью болтами крепится задний
диск обтекателя. Болты законтрены проволокой. К передней части втулки шестью
винтами крепится передний диск обтекателя. Винты законтрены проволокой. К
заднему
диску
винтами
крепится
колпак
обтекателя,
выполненный
из
композиционного материала. При работе двигателя возникают центробежные
крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла
21
установки. К лопастям винта прикреплены противовесы, компенсирующие
действие центробежного крутящего момента и поворачивающие лопасть в
сторону увеличения угла установки.
Принцип работы
Для управления работой регулятора и винта изменяемого шага система
использует редукторное масло. Управление двигателем и шагом воздушного
винта осуществляется пилотом одним рычагом РУД. На рисунке 9 показана
кривая рабочей точки регулятора воздушного винта, которая регулируется
электрическим сигналом от EECU.
Рисунок 9- Регулирование частоты вращения воздушного винта
Регулятор винта поддерживает постоянную частоту вращения двигателя,
заданную РУД, путем изменения шага винта для соответствия крутящего момента
винта (а следовательно, и нагрузки двигателя) крутящему моменту, развиваемому
двигателем по мере изменения условий полета. Регулятор одностороннего
действия, применяющий давление масла, используется для уменьшения шага
винта.
Изменение
шага
в
противоположном
направлении
выполняется
противовесами винта.
Плунжер используемого управляющего клапана уравновешен грузиками
для устранения аксиального перемещения плунжера, вызванного вибрациями
двигателя,
параллельными
оси
плунжера.
Это
регулировки на двигателях с поперечной вибрацией.
22
повышает
стабильность
Основными деталями регулятора являются маслонасос шестеренного типа
с предохранительным клапаном, грузики, установленные на оси вращающейся
головки,
подпружиненный
управляющий
клапан,
положение
которого
регулируется грузиками.
Корпус, крышка и основание – алюминиевые. В корпусе имеется канал для
подачи масла в механизм изменения шага винта, а конструкция основания
подходит под стандартную двигательную подушку AND20010.
Чувствительным элементом РПО является набор грузиков, закрепленных
на оси вращающейся головки и связанных механически с шестернями редуктора
через полый приводной вал.
Под действием центробежной силы вращения грузики так устанавливают
управляющий клапан, чтобы он закрывал или открывал отверстия приводного
вала и контролировал прохождение масла к механизму изменения шага винта и
обратно. Действующая на грузики центробежная сила противоположна силе
регулируемой пружины ускорителя. Усилие пружины ускорителя определяет
скорость
вращения
двигателя,
требуемую
для
создания
достаточной
центробежной силы в грузиках для центровки управляющего клапана. Масло для
работы механизма изменения шага винта подается маслонасосом шестеренного
типа под давлением, ограниченным предохранительным клапаном.
При традиционном раздельном управлении двигателем и винтом пилот
вручную выполняет предполетную проверку (прогон), установив частоту
вращения двигателя, равную 1800–2000 об/мин, а затем несколько раз переводя
управление винтом на низкие обороты (прогоняя регулятор винта).
Поскольку применяется система с единым рычагом управления, этот
проверочный прогон выполняется автоматически в процессе самопроверки EECU.
Этот автоматический прогон инициирует пилот нажатием и удерживанием
кнопки самопроверки EECU.
В процессе самопроверки светосигнализатор мигает. Если самопроверка
прервана, светосигнализатор горит, не мигая. При нормальном выходе из
самопроверки светосигнализатор гаснет.
23
Самопроверкаа выполняется
вып
только при соблюдении
нии следующих
сл
условий:
– ВС находится
тся на земле;
– РУД находится
одится в положении «Малый газ» и двигатель
дв
работает на
малых оборотах;
– кнопка самопро
опроверки нажата (если кнопку отпусти
тпустить, то самопроверка
немедленно прекращаетс
щается на любом ее этапе). Самопроверк
роверка выполняется один
раз, для повторногоо вып
выполнения самопроверки кнопку
ку са
самопроверки следует
отпустить и снова нажать
ажать (защитная функция).
Самопроверкаа выполняется
вы
на обоих модулях ECU с целью проверки
обеих активирующих
их цепей.
цеп
Переключение с одного модул
модуля ECU на другой в
процессе
самопроверк
оверки
выполняется
механизмом,
мом,
предназначенным
обнаруживать «зависший
исший» ECU. Эта проверка выполняется
няется для конструкции с
дублирующим EECU[1]..
Рисунок 10-. Принципи
нципиальная схема системы управления
ния воздушным
в
винтом:
1.9. Система запуска двигателя
двиг
АЕ 300
Двигатель
ль осн
оснащен небольшим электростартером
тером высокой мощности.
Основной функцией
й стартера
стар
является проворачивание
ие ко
коленвала двигателя в
24
процессе запуска. Стартер расположен с левой стороны двигателя, в его передней
части.
Рисунок 11- Стартер
Мощность
стартера
составляет
2,5
кВт.
Для
питания
стартера
используется постоянный ток напряжением 24 В силой 105 А. Электропитание в
шину стартера может подаваться от батареи аккумуляторов самолета или от
источника
аэродромного
питания.
Стартер
оснащен
встроенным
электромагнитом, обеспечивающим подключение стартера к шине релейной
коробки.
В конструкцию стартера входит редуктор, 6-полюсные постоянные
магниты, соленоид с втягивающей и удерживающей обмотками, механизм
переключения шестерни с вильчатым рычагом и спиралью, 6-роликовая муфта.
Возбуждение электродвигателя стартера выполняется мощными 6полюсными постоянными магнитами, что дает высокий выходной крутящий
момент. Механизм переключения шестерни с соленоидом, вильчатым рычагом и
спиралью обеспечивает надежную и безопасную работу. Для передачи энергии
стартера двигателю служит 6-роликовая муфта и встроенный редуктор. В
25
процессе запуска шестерня стартера входит в зацепление с зубчатым венцом на
маховике коленчатого вала.
Управление работой стартера обеспечивается переключателями
ELECTRIC MASTER (главный выключатель электрооборудования), ENGINE
MASTER (главный выключатель двигателя) и ключом START, расположенными в
левой нижней части главной приборной панели[2].
Рисунок 12 -Ключ запуска двигателя
При подаче на стартер электропитания (при работающем стартере) на
экране GARMIN появляется текст START красного цвета. В случае, если текст не
исчезает после отпускания ключа запуска (стартер не отключился), - немедленно
выключить двигатель переключателем ENGINE MASTER.
Эксплуатация двигателя[3]
Для запуска двигателя, как правило, достаточно 3 секунд. Максимальное
время работы стартера 10 сек., затем 20 сек. охлаждения. После 6 попыток
запуска – 30 минут на охлаждение стартера (правило 10x20x30).
Помимо стартера, в состав системы запуска входит блок управления
свечами подогрева, который необходим для запуска двигателя при низкой
температуре наружного воздуха. Блок управления активирует свечи подогрева
непосредственно перед запуском двигателя.
Двигатель АЕ 300 оснащен 4 свечами подогрева (по одной на каждый
цилиндр). В зависимости от температуры охлаждающей жидкости определяется
26
продолжительность предпускового подогрева двигателя. Время подогрева может
составлять от 5 до 40 сек. При температуре охлаждающей жидкости >900C
предварительного подогрева двигателя не происходит. Свечи предварительного
подогрева управляются общим блоком GLOW PLUG CONTROL UNIT по сигналу
ЭСУД.
Перед запуском на земле органы управления двигателем должны быть
установлены в исходное положение: РУД – в положение IDLE (малый газ),
топливный кран – в положение NORMAL. Процесс запуска начинается с
включения переключателя ELECTRIC MASTER- подается напряжение от
источника питания на основные шины самолетной системы электроснабжения.
Затем включается ENGINE MASTER, - напряжение подается на систему ЭСУД,
датчики и исполнительные механизмы этой системы, в том числе – на блок
управления свечами подогрева. На PFD появляется уведомительная сигнализация
GLOW ON (текст белого цвета) - свечи предварительного подогрева включены.
Сразу после погасания текста поворачивается ключ START- подается питание на
электростартер, на PFD появляется сигнализация STARTER (текст красного
цвета), начинается раскрутка вала двигателя. После выхода двигателя на обороты
малого газа ключ START отпускается, пружина возвращает ключ в исходное
положение.
Если после отпускания ключа START сигнализация STARTER не
гаснет
(стартер
не
отключился)-
немедленно
выключить
двигатель
переключателем ENGINE MASTER
В любой аварийной ситуации следует, в первую очередь, сохранить
необходимое для полета пространственное положение самолета и подготовиться к
возможной аварийной посадке, и лишь затем попытаться устранить возникшую
неисправность (действовать по принципу «сохранять управление самолетом»).
Перед полетом пилот обязан оценить пригодность рельефа местности для
аварийной посадки на каждом этапе полета. Для обеспечения безопасности полета
пилот обязан поддерживать безопасную минимальную высоту полета. Необходимо
заранее продумать порядок действий в возможных неблагоприятных ситуациях. Это
27
позволит предотвратить ситуацию, в которой пилот не сможет спокойно и уверенно
пилотировать.
Подготовка двигателя к запуску, техника безопасности при запуске
двигателя,
порядок
запуска
двигателя,
прогрев,
опробование
двигателя,
эксплуатация двигателя в полете, останов двигателя.
Выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя)
Холодный запуск каждого двигателя возможен только после установки
выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) в положение
ON (вкл.). При установке выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель
двигателя) во включенное положение подается электропитание на систему
подогрева и собственно двигатель. Останов двигателя производится переводом
соответствующего выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель
двигателя) в положение OFF (выкл.).
Запуск левого двигателя производится поворотом ключа запуска (START)
влево. Запуск правого двигателя производится поворотом ключа запуска вправо.
Кнопка ECU TEST (проверка блока управления двигателем)
В зависимости от положения рычага управления двигателем и числа
оборотов двигателя кнопка ECU TEST (проверка блока управления двигателем)
выполняет две различные функции.
Если рычаг управления двигателем в положении IDLE (малый газ),
обороты менее 900 (приблизительно):
Нажатие и удержание кнопки до завершения процедуры запускает
процедуру самоконтроля блока управления каждого двигателя. Выполнение
процедуры возможно как на земле, так и в полете, но только в том случае, если
рычаг управления двигателем установлен в положение IDLE (малый газ). В
противном случае запуска самоконтроля не происходит. В ходе процедуры блок
управления двигателем производит переключение с блока управления двигателем
А на блок управления двигателем В при вращающемся воздушном винте.
Контроль
частоты
вращения
воздушного
винта
осуществляется
блоком
управления двигателем автоматически. При переключении между блоками
28
управления двигателем может возникать небольшая вибрация двигателя. В
завершение процедуры блок управления двигателем переключается с блока
управления двигателем В на блок управления двигателем А. После этого оба
предупредительных сигнализатора должны погаснуть, и двигатель должен
работать без изменений.
Если рычаг управления двигателем в положении более IDLE (малый газ)
или обороты более 900 (приблизительно):
Если отображается предупредительное сообщение блока управления
двигателем А или блока управления двигателем В, для сброса сообщения можно
нажать кнопку ECU TEST (проверка блока управления двигателем) и удерживать
ее в течение 2 с. Сброс сообщения возможен только один раз и только в случае
несущественной неисправности системы.
В случае падения мощности в результате обледенения или засорения
воздушного фильтра существует возможность забора воздуха из двигательного
отсека. Рычаг ALTERNATE AIR (подача воздуха из резервного источника), один
для обоих двигателей, расположен под главной приборной панелью, справа от
центральной панели. Для открытия резервного источника подачи воздуха рычаг
необходимо повернуть вправо. Обычно резервный источник подачи воздуха
закрыт, при этом рычаг установлен в переднее положение.
Трафарет на рычаге, переднее положение:
ALTERNATE AIR (подача воздуха из резервного источника).
Трафарет на рычаге, виден, когда рычаг находится в заднем положении:
ALTERNATE AIR ON (подача воздуха из резервного источника
включена).
ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ
ВНИМАНИЕ
Не допускать работы двигателя стартера в течение более 10 секунд. Это
может привести к его перегреву. Если после запуска двигателя и отпускания
ключа запуска загорается сигнализатор STARTER (стартер) на
комплексаG1000 (если он установлен) или START (стартер)
29
экране
на панели
сигнализации White Wire (если она установлена),
перевести
выключатель
ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) в положение OFF (выкл.)
и установить причину загорания сигнализатора.
Порядок запуска двигателя:
1.
Проблесковые огни-включить
2.
ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя)- перевести в
положение ON
3.
Сигнализатор «GLOW ON»- загорается, необходимо дождаться пока
погаснет, что бы продолжить запуск двигателя
4.
Ключ запуска – перевести в положение START
Не допускать работы двигателя стартера в течении более 10 секунд. Это
может привести к его перегреву.
5.
Включить секундомер
6.
Сигнализаторы/ индикация параметров двигателя – убедиться в
штатной работе всех приборов и систем
7.
Сигнализатор STARTER – не горит
8.
Сигнализатор давления масла –убедиться, что показания не менее 0,9
бар
Предупреждение. Если в течении 3 секунд после запуска двигателя
давление масла не выходит из красного сектора, перевести выключатель ENGINE
MASTER в положение OFF и определить причину неисправности.
9.
Обороты двигателя в режиме малого газа- проверить, убедиться, что в
пределах 710 об/мин
10. Прогреть двигатель в режиме IDLE (малый газ) в течении 2 минут,
далее увеличивать нагрузку на двигатель на 10% каждую минуту, вплоть до 50%
нагрузки до увеличения: температуры масла до 50 градусов и температуры
охлаждающей жидкости до 60 градусов.
Эксплуатация двигателя при движении
30
Во время руления, необходимая скорость руления достигается нагрузкой
двигателя 8-10%. При данной загрузке скорость руления составляет 25-30 км/ч,
что является максимально допустимой в соотвествии с учебной программой.
При разбеге, взлете и до достижения минимальной безопасной высоты
нагрузка на двигатель должна быть 100%. В данном режиме работа двигателя
допускается не более 5 минут.
В наборе высоты и при достижении минимальной безопасной высоты,
нагрузка на двигатель составляет 92%.
При горизонтальном полете нагрузка на двигатель нагрузка составляет 6575%, что обеспечивает необходимо-допустимую скорость полета по маршруту
(105-110 kts)
На снижении нагрузка на двигатель выбирается исходя из выдерживания
необходимо-допустимой скорости и может достигать 0% (РУД в положении
IDLE)[4]
31
2 Конструкция и эксплуатация двигателя Л-410 WALTER 601
2.1 Общая характеристика и основные данные двигателя, силовая установка
Авиационный двигатель М601F-22(32) – это двухвальный двигатель со
свободной турбиной и обратным потоком воздуха и газов, состоящий из двух
основных компонентов: турбокомпрессора и приводной части.
Турбокомпрессор включает входную часть, комбинированный компрессор
(две осевые и одна радиальная ступени), кольцевую камеру сгорания с
центробежным распылением топлива, одноступенчатую турбину высокого
давления, коробку приводов, систему регулирования и топливопитания, стартер
генератор, датчик частоты вращения и привод самолетных агрегатов.
Приводная часть двигателя состоит из одноступенчатой турбины низкого
давления, редуктора и выхлопной части с выхлопными патрубками и защитным
трубчатым кольцом.
Редуктор двигателя снабжен приводами для датчика частоты вращения и
регулятора воздушного винта и подводом масла под давлением к отдельным
частям воздушного винта. Система регулирования и топливопитания двигателя
низкого давления с насосом шестеренчатого типа.
Система смазки двигателя циркулярного типа, масло подается под
давлением шестеренчатыми насосами из масляного бака в коробку приводов.
Двигатель снабжен системой впрыска жидкости на входе в компрессор, которая
служит для промывки двигателя. Запуск двигателя М601F-22(32) обеспечивается
от электрического динамо-стартера и полупроводниковой системы зажигания
низкого напряжения.
Крепление двигателя к моторной раме самолета обеспечивается тремя
упруго подвешенными цапфами, расположенными в одной плоскости подвески на
корпусе
центробежного
монтажное
деление
на
компрессора.
Конструкция
двигателя
позволяет
переднюю
приводную
часть
заднюю
32
и
турбокомпрессорную часть. Крупными самостоятельными частями передней
приводной части являются редуктор, выходная часть двигателя с несущей
системой ротора свободной турбины и защитным трубчатым кольцом, а также
ротор свободной приводной турбины. Крупными самостоятельными частями
задней турбокомпрессорной части являются коробка приводов, компрессор с
входным корпусом, внешняя жаровая труба, направляющий аппарат турбины
высокого давления и направляющий аппарат свободной турбины, а также ротор
турбокомпрессорной части.
С точки зрения работы двигатель разделяется на узлы, каждый из которых
выполняет свою функцию: редуктор служит для передачи крутящего момента с
вала свободной турбины на вал воздушного винта при одновременном снижении
высокой
частоты
вращения
ротора
свободной
турбины
до
значения,
необходимого для работы воздушного винта; входная часть обеспечивает подвод
воздуха на вход в компрессор с минимальными потерями и без загрязнений,
которые могут вызвать повреждение роторных лопаток; компрессор повышает
давление всасываемого воздуха и подает его в камеру сгорания; камера сгорания
предназначена для сжигания подаваемого топлива; турбина высокого давления
приводит во вращение компрессор; свободная турбина - воздушный винт;
выходная часть через нее выбрасываются в атмосферу выхлопные газы.
33
Рисунок 13- Силовая схема двигателя
Таблица 2 – Ограничения в зависимости от режима полета
34
Режим работы двигателя
Ограничения
Максимальный
Максимальный
Режим работы на
взлетный
постоянный(продо
аварийном
лжительный)
контуре
2
Не ограниченно
120
100
100
100
735
690
710
2080
1900
2080
100
97
99
Время
непрерывной
работы
двигателя, мин
Крутящий момент
Мкр, %
Температура
газов между
турбинами Тмт, 0С
Частота вращения
ВВ Nвв, об/мин
Частота вращения
турбокомпрессор
а Ntk , %
Таблица 3 - Фазы полета и их характерные параметры
№ Название фазы полета
Высота, м
Скорость,
Режим
км/ч
1
Запуск и прогрев
Время,
мин
0
0
Малый газ
4
двигателя
2
Руление на старт
0
10
Малый газ
3
3
Разгон и взлет
0 до 400
137 до 190
взлетный
2
4
Набор высоты и
400 до
200 до 290 Макс. постоянный
скорости
7600
1 крейсерский
7600
5
445
35
Макс. постоянный
26
66
режим(максимальный)
6
2 крейсерский
7600
380
крейсерский
156
Полет со снижением
7600 до
380до 320
летный
14
высоты
400
Заход на посадку
400 до 15
190 до 125
Малый газ
3 до
перед контактом
15 до 0
режим(оптимальный)
7
8
20
колес самолета с ВПП
9
Выбег с
0
125 до 0
Макс. режим
реверсированием
10
руление
0,25
реверсирования
0
10
Малый газ
3
2.2 Масляная система
Масляная система двигателя включает в себя систему смазки и
суфлирования масляных полостей.
Система
смазки
обеспечивает
уменьшение
трения
и
контактных
напряжений, а также охлаждение трущихся деталей узлов двигателя.
Система смазки включает в себя маслобак, нагнетающий маслонасос
шестеренного типа, масляный фильтр с сетчатым фильтрующим пакетом,
перепускным
и
редукционным
шестеренного
типа,
клапанами,
трехсекционный
с
откачивающий
приводом
от
маслонасос
газогенератора,
и
центробежный суфлер. На корпусе маслобака установлены заливная горловина,
масломерная
линейка,
крышка
маслофильтра
суфлирования масляных полостей.
36
и
фланец
трубопровода
В процессе работы двигателя масло из маслобака через защитную сетку по трубке
поступает к нагнетающему насосу, откуда под давлением 1,8...2,7 кгс/см2
подводится к маслофильтру. Очищенное масло по трубопроводам и каналам
подводится к струйным форсункам, которые направляют масло на смазку
шестерен в коробке приводов и редуктора, а также на подшипники опор ротора
газогенератора, свободной турбины и вала воздушного винта.
Масло также подводится к регулятору nв и насосу ИКМ. Шестерни редуктора
воздушного винта смазываются маслом, подаваемым через форсунки путем
разбрызгивания его на все шестерни. Масло из различных узлов стекает в
маслосборник корпуса редуктора.
Система суфлирования обеспечивает удаление воздуха из масляных
полостей двигателя в атмосферу с предварительной очисткой этого воздуха от
масла и возврат последнего в масляную систему. Масляная система двигателя
замкнутая, циркуляционная, открытого типа
Схема масляной системы двигателя представлена в приложении 1
2.3. Система управления двигателем
Для управления каждым двигателем используется система управления,
которая включает в себя рычаг управления двигателем (РУД), рычаг управления
стоп-краном, рычаг управления воздушным винтом (РУВ) и рычаги стопорения
РУД и РУВ. Все рычаги расположены на центральном пульте управления и
соединены с исполнительными элементами, расположенными на двигателе через
тросовую проводку. Тросовая проводка проходит под полом кабины экипажа до
шпангоута №7, затем поднимается вверх под потолок грузовой кабины, где
проходит до шпангоута №12 и выходит в крыло. Далее тросы проходят вправо и
влево вдоль переднего лонжерона крыла до нервюр № 9 и опускаются в гондолы
двигателей.
Тросовая проводка от РУД подсоединена к рычагу, расположенному на
регуляторе подачи топлива в камеру сгорания и через кулису (при реверсе)
подключается к рычагу, расположенному на регуляторе подачи воздуха в камеру
37
сгорания. Кроме того, на двигателях установлены датчики давления воздуха и
температуры масла, которые обеспечивают контроль над работой двигателя.
Схема системы управления двигателем представлена в приложении 2
2.4 Топливная система
Топливная
система
двигателя
предназначена
для
обеспечения
надлежащего распыла и горения топлива во всех режимах работы двигателя. Для
этого топливная система высокого давления подает топливо к блоку-распылителю
рабочих форсунок под давлением, которое обеспечивает хороший распыл и
устойчивое горение.
Каждая топливная система двигателя включает в себя узел шестеренного
топливного насоса, расположенный на задней стенке корпуса коробки приводов,
регулятор подачи топлива, установленный на задней стенке корпуса коробки
приводов, две пусковые форсунки, установленные на корпусе камеры сгорания
справа
и
слева,
вращающуюся
центробежную
струйную
форсунку,
установленную в камере сгорания, и дренажный клапан, установленный на
корпусе камеры сгорания снизу.
Управление
подачей
топлива
в
камеру
сгорания
может
быть
автоматическим с помощью рычага управления двигателем (РУД). Система
автоматического управления обеспечивает работу двигателя независимо от
условий [5].
2.5 Воздушный Винт
Воздушный винт В-510 является винтом изменяемого шага (ВИШ). Углы
установки лопастей позволяют работать винту как на режимах положительной,
так и отрицательной тяги. Режим положительной тяги используется в полете и
при рулении самолета. Режим отрицательной тяги используется на пробеге после
посадки самолета для его торможения. Управление воздушным винтом разделено
на автоматическое управление (a-управление) и ручное управление (bуправление).
38
При автоматическом управлении частота вращения воздушного винта,
заданная летчиком при помощи РУВ, поддерживается постоянной регулятором
nв=const (nв=1700...2080 об/мин независимо от условий полета и климатических
условий за счет перестановки лопастей воздушного винта, jв=+14°...+36°). При
ручном управлении управление воздушным винтом осуществляется при помощи
РУД (задается jв=+14°...–24°), что также приводит к изменению мощности
газогенератора.
Так же предусмотрена установка винтов на промежуточные упоры:
-первый промежуточный упор на угол установки- +14 в случае отказа
системы флюгирования
-второй промежуточный упор на угол установки- +8 при отказе обратной
связи с системой ручного управления
Что бы предотвратить недопустимую и ведущую к разрушению скорость
раскрутки винта, предусмотрено ограничение
Основные данные воздушного винта:
1.
Винт изменяемого шага
2.
Режимы работы – тяговый, реверсивный, флюгерный
3.
Номинальные углы установки винта
Флюгерное положение – 79 градусов
Первый промежуточный упор (взлетное положение)-14 градусов
Второй промежуточный упор – 8 градусов
Реверсивное положение- -24 градуса
4.
Направление вращения- правое
5.
Количество лопастей – 5
6.
Обороты – 1700-2080 об/мин
7.
Максимальная частота вращения винта в положении реверса-1900
8.
Время перестановки лопастей винта
об/мин
Автоматическое флюгирование - не более 5 секунд
Ручное флюгирование –не более 5 секунд
39
Аварийное флюгирование – не более 25 секунд
2.6 Пусковая система
Пусковая система двигателя включает топливную и электрическую части.
Топливная часть, в свою очередь, входит в устройство системы автоматического
управления (САУ) подачей топлива, которая была описана выше. Электрическая
часть пусковой системы для каждого двигателя включает стартер-генератор
(пусковое устройство), работающее от двух аккумуляторных батарей 20НКБН-25,
наземного источника или от стартер-генератора запущенного двигателя. Это
устройство установлено на задней стенке коробки приводов двигателя.
Кроме того, электрическая часть включает реле времени (запитывает
пусковую систему в течение 22 секунд), которое установлено на потолке в районе
9...10 шпангоута, две катушки зажигания, установленные на противопожарной
перегородке двигателя снизу, слева, две свечи зажигания, установленные в
корпусе воспламенителей, прерыватель, установленный на потолке в районе 9
шпангоута, и электромагнитный клапан пускового топлива, установленный на
корпусе узла топливного насоса двигателя.
2.7. Система индикации параметров двигателя M-601
Индикация параметров двигателя
Измеритель крутящего момента служит для измерения крутящего момента
на валу воздушного винта в диапазоне от 0 до 120%Мк.В комплект входит:
датчик на двигателе, указатель на средней панели приборной доски.
40
Рисун 14 - Измеритель крутящегоо момента
Рисунок
мом
Топливомер служит
служ для измерения запаса топлива
плива в полукрыла и для
выдачи экипажу сигна
сигнала о минимальном остатке
ке топлива.В
то
комплект
входит:4 датчика,, по одному в каждом баке - 2 в основных, 2 в
дополнительных и указатель.
указа
Рисунок 15- Топливомер
Топли
41
Трёхстрелочный электрический моторный индикатор.Состоит из трёх
приборов: манометра топлива (верхняя шкала), манометра масла (левая шкала),
термометра масла (правая шкала).
Рисунок 16 -Моторный индикатор
Термометр
выходящих
газов
(ТМТ)
служит
для
измерения
температуры заторможенного потока газов между турбинами. В комплект
входит: указатель на приборной доске,10 датчиков, термопар, на каждом
двигателе, датчики
сдвоенные,
хроммель-алюмень.
Эти
же
датчики
являются датчиками и для ЦЭБО. Для того, чтобы прибор показывал не
разность, а температуру газов, в указателе установлен биметаллический
компенсатор.
Принцип работы основан на измерении термотока, возникающего в
термопаре в результате разности температур горячих и холодных концов.
Указатель имеет шкалу от 0 до 1200°С, цена деления 20°С.
Погрешность в рабочем диапазоне 10-15°С.
42
Рисунок 17 -Термометр выходящих газов
Тахометр
Служит для указания оборотов газогенератора, выраженных в
процентах от максимального числа оборотов. Двустрелочный - один на оба
двигателя. В комплект входит: датчик, на двигателе сзади, указатель на
средней панели приборной доски
Устройство и принцип работы.
Датчик представляет собой трехфазный генератор. Указатель –
синхронный трёхфазный двигатель. На оси ротора двигателя укреплен
шести полюсной постоянный магнит, между полюсов которого находится
легкий алюминиевый диск, соединенный со стрелкой.
ЭДС с датчика поступает на двигатель указателя, ротор которого
начинает вращаться со скоростью, равной скорости вращения ротора
генератора датчика. С этой же скоростью начинает вращаться шести
полюсной магнит. Вращающееся магнитное поле индуцирует ток в
алюминиевом диске. В результате взаимодействия магнитного поля тока с
магнитным полем вращающегося магнита алюминиевый диск начинает
вращаться и вращает стрелку. Для ограничения вращения стрелки к оси
диска крепится спиральная пружина.
Шкала имеет градуировку от 0 до 110%, цена деления 1%.
43
Погрешность в рабочем диапазоне шкалы /60-100%/ составляет 0,5%.
Передаточное отношение между датчиком и указателем такое, что 36660
об/мин ротора датчика соответствует 100% числа оборотов на указателе[6].
Рисунок 18 - Тахометр
2.8. Эксплуатация двигателя
Запуск
двигателя
Запуск
двигателя
обеспечивается
посредством
автоматического пускового цикла. Пусковой цикл обеспечивает раскрутку ротора
турбокомпрессорной части до требуемой частоты вращения, оптимально
увеличивающуюся подачу топлива в камеру сгорания во время цикла запуска и
его зажигание посредством факельных воспламенителей.
Цикл запуска начинается после нажатия кнопки на пусковой панели. В
результате этого приводится в действие стартер-генератор, пусковая топливная
система,
зажигательное
устройство
низкого
напряжения
и
факельные
воспламенители. Пусковой цикл заканчивается приблизительно через 20 с после
нажатия кнопки запуска при достижении установившейся частоты вращения
малого газа турбокомпрессорной части двигателя и установлении заданной
температуры между турбинами. Во время цикла запуска температура газов не
должна превышать заданного значения.
Для запуска двигателя служит стартер-генератор, который раскручивает
турбокомпрессорную часть двигателя. В конце цикла запуска прекращается
44
подвод электрического тока к стартеру-генератору, автоматически включается в
работу бесконтактный транзисторный регулятор напряжения, который изменяет
роль стартера-генератора на роль генератора постоянного тока. Регулятор
напряжения, снабженный защитой от перенапряжения, является составной частью
самолетной проводки.
В начале цикла запуска топливо впускается в топливный коллектор и,
таким образом, в кольцо распылителя камеры сгорания, которое после этого в
распыленном виде подается в камеру сгорания Количество топлива в начале
запуска и его возрастание в процессе запуска обеспечивается при помощи
регулятора подачи топлива для запуска. Включение и выключение указанных
элементов системы запуска, кроме пусковой топливорегулирующей системы
регулятора подачи топлива, автоматически управляется пусковой панелью (реле
времени), которая является составной частью проводки самолета. При нажатии
кнопки пусковой панели стартер-генератор начинает раскручивать ротор
турбокомпрессорной части двигателя, приводя в действие низковольтное
зажигательное устройство. Вслед за этим топливный насос начинает подавать
топливо из регулятора подачи топлива через распылительное кольцо.
Количество топлива, подводимое в камеру сгорания, управляется
регулятором расхода пускового топлива, который является составной частью
собственно регулятора топлива.
Двигательная часть системы запуска подразделяется на следующие
группы:
− раскручивание;
− низковольтное зажигательное устройство;
− факельные воспламенители;
− цикл запуска.
Взаимные механические, электрические и топливные связи элементов,
обеспечивающих запуск, схематически показаны на рис.
Перед запуском двигателя:
45
1. Убедиться, что на площадке, где проводится запуск и опробование
двигателя, отсутствуют посторонние предметы.
2. Установить регулируемый упор взлетного режима в соответствии с разд.
8.1 РЛЭ.
3. Включить выключатели ПОДГ ЗАПУСК, ФЛЮГ НАСОС, ОМП, В/ЗАБ.
ЗАЩИТА.
4. Убедиться, что РУД – в положение МГ, РУВ – в положении ФЛЮГ,
СТОП-КРАН – в положении ЗАКР.
5. Включить выключатели ТОПЛ. НАСОС ЛЕВ., ТОПЛ. НАСОС ПРАВ.
Запуск двигателя:
1. Подать команду «ОТ ВИНТА» и получить ответ от техника «ЕСТЬ ОТ
ВИНТА».
2. Установить СТОП-КРАН в положение ОТКР.
3. Нажать кнопку ЗАПУСК и включить секундомер.
4. Проконтролировать по высвечиванию светосигнального табло ЗАПУСК
включение системы запуска, ТМТ не более 700 ºС (при запуске от аккумулятора
ТМТ не более 730 ºС).
Особенности
запуска
двигателя
от
аккумуляторных
батарей:
−
переключатель АКК.-ОТКЛ.-АЭР. ПИТ. установить в положение АК
АЗК № 1 включить только необходимые для запуска АЗК: СИРТ, ОМП,
ВКЛ. БУР, (ПОДСВЕТ – при необходимости);
− включить выключатели ПОДГ. ЗАПУСК, ФЛЮГ. НАСОС, ОМП, ПТ;
− на правом нижнем щитке включить только необходимые для запуска
АЗК: ЗАПУСК, СИТ, В/ЗАБ. ЗАЩИТА, ФЛЮГ;
− топливные насосы включить кратковременно на 3…5 с непосредственно
перед открытием СТОП-КРАНА;
− после выхода двигателя на МГ установить переключатель ГЕНЕР.ОТКЛ.-ВОЗВРАТ в положение ГЕНЕР., нажав перед этим положение ВОЗВРАТ;
включить топливные насосы, все оставшиеся не включенными АЗК и провести
при необходимости проверки.
46
Опробование двигателя
После запуска осуществляется прогрев двигателя с целью его подготовки
к работе на повышенных режимах. Прогрев двигателя осуществляется на режиме
малого газа. Продолжительность прогрева зависит от температуры атмосферного
воздуха, но в любом случае не должна быть менее 2 мин, а температура масла по
окончании прогрева двигателя должна быть не менее +20°С. Для сокращения
времени прогрева при достижении температуры масла +10°С разрешается
увеличить частоту вращения газогенератора до Nг = 74…79% и дальнейший
прогрев осуществлять на этом режиме. После прогрева проверить параметры на
режиме малого газа: - Nг=60…63%; - Тмт » 520°С (при Т * н< -30°С Тмт » 400°С); Мкр ≥ 8%; - Рм ³ 1,8 кгс/см2 ; - Nв=920+60 об/мин (разность Nв лев. и прав.
двигателей не более одного деления по указателю Nв). Опробование двигателей
осуществляется с целью проверки его работоспособности на заданных
контрольных режимах, которые применяются в процессе эксплуатации
После запуска двигателя:
1. Установить переключатель ГЕНЕР.-ОТКЛ.-ВОЗВРАТ в положение
ГЕНЕР., нажав перед этим в положение ВОЗВРАТ.
2. Перевести переключатель АКК.-ОТКЛ.-АЭР. ПИТ. в положение АКК. и
дать команду на отключение наземного источника питания.
3. Проверить отсутствие расхода воздуха через вентиляционные отверстия
в коробах СКВ.
4. Включить систему кондиционирования воздуха нажатием кнопки СКВ
КОНДИЦ. и проконтролировать высвечивание светосигнального табло ВКЛ.
зеленого цвета и наличие расхода воздуха через вентиляционные решетки в
коробах или отверстия обдува остекления кабины (при открытом вентиле ОБДУВ
ОСТЕКЛЕНИЯ).
5. Проверить показания УВПД и кабинного вариометра: Эксплуатация
двигателя
− ВЫСОТА В КАБИНЕ должна соответствовать барометрической высоте
аэродрома взлета ±100 м;
47
− ПЕРЕПАД ДАВЛЕНИЙ – 0 ± 0,05 кгс/см2 ;
− СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ВЫСОТЫ В КАБИНЕ – 0 ± 0,5 м/с.
6. Включить выключатели МАЯК, НЕ КУРИТЬ, ПРИСТЕГ. РЕМНИ, АНО
(АНО при полетах ночью).
7. Установить триммера в нейтральные положения.
8. Один раз в начале летного дня стравить воздух из винтомоторной
группы, для чего: − РУД установить в положение МГ; − РУВ установить в
положение ФЛЮГ. (частоты вращения винта падает до 350 об/мин); − через 15 с
перевести РУВ вперед до упора (режим максимальной частоты вращения),
частота вращения винта растет до 920 ± 60 об/мин. При температуре наружного
воздуха менее +5 °С действия повторить не менее 4 раз.
Проверка быстрого флюгирования:
1. Установить РУД в положение МГ, а РУВ – в положение МАКС.
ОБОРОТЫ и нажать кнопку БЫСТР. ФЛЮГ. Следить за частотой вращения
турбокомпрессора, которая должны быть не менее 60 %. При снижении частоты
вращения повысить их, плавно переместив рычаг СТОПКРАНА вперед.
2. Проконтролировать: − высвечивание на время 12...15 с светосигнального
табло ФЛЮГ. НАСОС и высвечивание табло ИЗОЛИР. КЛАПАН; − установку
лопастей винта во флюгерное положение за время не более 5 с.
3. Вывести винт из флюгерного положения, для чего: − нажать кнопку
РАЗБЛОКИР. ФЛЮГ. и проконтролировать погасание светосигнального табло
ИЗОЛИР. КЛАПАН;
− если частота вращения воздушного винта не выросла до 920±60 об/мин,
медленно увеличить РУДом частоты вращения турбокомпрессора до того
момента, когда nВВ начнут повышаться, но не более 80 %;
− после вывода винта из флюгерного положения установить рычаг СТОПКРАНА в прежнее положение.
Проверка РЕВЕРСА:
1. Проверить вторичный упор и частично работу системы ограничителей,
для чего:
48
− на режиме малого газа проконтролировать nВВ, которая должна быть 920
± 60 об/мин;
− снять РУД с упора МГ и медленно переместить в сторону реверса; − по
ходу перемещения РУД частота вращения воздушного винта повышается до
значения NВВ = 1150 ± 30 об/мин, на котором останавливается, несмотря на то, что
перемещение РУД продолжается;
− после высвечивания светосигнальных табло РЕВЕРС и Э/Г ПРЕОБРАЗ.
происходит резкое возрастание частоты вращения воздушного винта до значения
примерно 1450 об/мин с одновременным возрастанием NТК;
− в это время необходимо прекратить перемещение РУД и медленно
переместить РУД обратно на упор МГ;
− перед упором МГ должны погаснуть светосигнальные табло РЕВЕРС и
Э/Г ПРЕОБРАЗ при NВВ ~1100 об/мин;
− при возвращении РУД на упор МГ частота вращения воздушного винта
должна соответствовать исходному значению. Если процесс нарастания частоты
вращения воздушного винта и NТК, включая срабатывание сигнализации,
соответствует описанному, то вторичный упор и система ограничителей работают
правильно.
2. При проверке разблокировки вторичного упора могут быть следующие
неисправности:
− частота вращения воздушного винта повышается и отслеживает
перемещение РУД во всем диапазоне, вторичный упор постоянно разблокирован,
реверсирование возможно;
− частота вращения воздушного винта повышается до NВВ = 1150 ± 30
об/мин, в последующей фазе перемещение РУД заблокировано, вторичный упор
также заблокирован и реверсирование невозможно.
Проверка работы двигателя при выключенных подкачивающих насосах: 1.
На режиме малого газа выключить выключатели ТОПЛ. НАСОС ЛЕВ., ПРАВ. и
проконтролировать устойчивую работу двигателя.
2. Включить выключатели ТОПЛ. НАСОС ЛЕВ., ПРАВ.
49
Запуск двигателя в полете производится с зафлюгированным винтом. Для
запуска двигателя в воздухе необходимо:
1. Установить скорость не более 300 км/ч и высоту полета не более 4000 м.
2. Выключить СКВ.
3. Убедиться в том, что:
− переключатели находятся: АКК.-ОТКЛ.-АЭР. ПИТ.
– в положении АКК.; ГЕНЕР.-ОТКЛ.-ВОЗВРАТ
– в положении ГЕНЕР.; ПТ; ПО, ОМП, ФЛЮГ. НАСОС, ПОДГ. ЗАПУСК
– включены;
− выключатель В/3АБ. ЗАЩИТА находится в положении ОТКЛ.;
− включены выключатели ТОПЛ. НАСОС ЛЕВ., ТОПЛ. НАСОС ПРАВ.;
−
РУВ
находится
в
положении
ФЛЮГ.
(при
отказе
системы
флюгирования РУВ установить в переднее положение);
− РУД находится в положении МГ;
− СТОП-КРАН закрыт;
− рычаг управления створками BMP находится в положении ОТКР. (при
температуре наружного воздуха выше 0 °С) или ЗАКР. (при температуре
наружного воздуха ниже 0 °С);
− высвечиваются светосигнальные табло ДАВЛ. МАСЛА, ГЕНЕР.;
− не высвечивается светосигнальное табло ИЗОЛИР. КЛАПАН.
4. Открыть СТОП-КРАН.
5. Нажать кнопку ЗАПУСК. Проконтролировать по высвечиванию
светосигнального табло ЗАПУСК включение системы запуска. Табло ЗАПУСК
через 20 с должно погаснуть. Двигатель без дальнейшего вмешательства выйдет
на режим полетного малого газа.
6. В процессе запуска контролировать: − высвечивание светосигнального
табло Э/Г ПРЕОБРАЗ.;
− погасание светосигнальных табло ДАВЛ. МАСЛА и ЗАПУСК; − заброс
температуры газов между турбинами (не более 730 °С);
− частоту вращения турбокомпрессора;
50
− давление масла;
− работу ОМП (несколько раз должно кратковременно высветиться
светосигнальное табло УБАВЬ РЕЖИМ);
− погасание светосигнального табло Э/Г ПРЕОБРАЗ. через 20 с после
нажатия
на
кнопку
ЗАПУСК.
Если
при
запуске
частота
вращения
турбокомпрессора повышается медленно, с тенденцией к зависанию, необходимо
увеличить подачу топлива, медленно перемещая РУД до тех пор, пока она не
начнет плавно повышаться. Как только скорость нарастания частоты вращения
повысится, РУД немедленно возвратить в положение МГ, при этом температура
газов между турбинами не должна превышать 730 °С.
7. Для подключения генератора к бортовой сети переключатель ГЕНЕР ОТКЛ.-ВОЗВРАТ перевести в положение ГЕНЕР. через положение ВОЗВРАТ.
Светосигнальное табло красного цвета ГЕНЕР. должно погаснуть.
8. Запуск двигателя необходимо немедленно прекратить установкой
СТОП-КРАНА в положение ЗАКР., если: − после нажатия на кнопку ЗАПУСК не
высвечивается светосигнальное табло Э/Г ПРЕОБРАЗ.; − темп нарастания ТМТ
показывает, что максимально допустимая температура газов 730 °С может быть
превышена; − отсутствует рост ТМТ через 12 с от начала запуска; − отсутствует
нарастание давления масла; − появляется ненормальный шум во время запуска; −
проблескивает пламя из выхлопных патрубков.
9. После выхода двигателя на режим ПМГ вывести винт из флюгерного
положения, для чего РУВ перевести в положение МИНИМ. ОБОРОТ, затем
установить требуемую частоту вращения воздушного винта [7].
Подготовка к выруливанию и руление.
Установить регулируемый упор взлетного режима согласно температуре и
давлению атмосферного воздуха. Для страгивания самолета с места необходимо
перевести РУД обоих двигателей вперед до Мкр= 20...25% при РУВах в
положении малого шага (крайнее переднее положение). После начала движения
убрать РУДы до малого газа.
Взлет и набор высоты.
51
На исполнительном старте после получения разрешения на взлет при
заторможенных колесах и РУВах в положении малого шага (крайнее переднее
положение) плавно переместить РУДы обоих двигателей вперед на увеличение
режима работы двигателей до уровня, при котором можно самолет при помощи
тормозов удержать на месте при данном состоянии поверхности ВПП (в
нормальных условиях до Мкр=60%). При этом проконтролировать параметры
двигателя, которые должны быть: Мкр » 60% pт =6...8 кгс/см2 Тмт £ 6900С pм
=1.8...2.7 кгс/см2 nг= 89+1%, tм =+20...85оС В секциях табло ДВИГ. ЛЕВ. ПРАВ.
могут гореть зеленые табло АВТОФЛЮГЕР. Растормозив колеса, повысить
режим работы двигателей до взлетного режима путем перемещения РУД вперед
до упора максимального взлетного режима. Необходимо следить за параметрами
работы двигателей и при необходимости откорректировать положение упора
максимально взлетного режима. Взлет производить до высоты 400 м на данном
режиме.
Набор высоты выполняется на максимальном продолжительном режиме
работы двигателей. Установка данного режима производиться в зависимости от
температуры окружающей среды и высоты аэродрома согласно графику.
Основным параметром работы двигателей при установке режима является частота
вращения ротора газогенератора. Уменьшение режима работы двигателей с
максимального взлетного до максимально продолжительного необходимо начать
с уменьшения крутящего момента при помощи РУД до величины не более 90%, а
затем при помощи РУВов установить nв=1900 об/мин. При «затяжелении»
воздушного винта учитывать, что уменьшение nв на каждые 100 об/мин приводит
к возрастанию Мкр на 5%. После этого скорректировать частоту вращения ротора
газогенератора.
Не допускать в процессе набора высоты Мкр > 100% и Тмт> 690оС. Если
появляется тенденция к росту данных параметров выше допустимых, необходимо
уменьшить nг на 1...2% (учитывать, что уменьшение nг на 1% приводит к
уменьшению Тмт на 17оС). Если при равенстве nв левого и правого двигателей
крутящие моменты не совпадают, то при необходимости можно Мкр согласовать
52
путем уменьшения частоты вращения газогенератора того двигателя, где
крутящий момент больше. На данном режиме работы двигателя разрешается
осуществлять полный отбор воздуха в системы самолета. При этом необходимо
учитывать, что включение отбора воздуха от компрессоров двигателей приводит к
увеличению температуры газов между турбинами (следить за тем, чтобы Тмт £
690оС). После установки максимального продолжительного режима необходимо
вернуть регулируемый упор максимального взлетного режима в крайнее
положение (от себя).
Горизонтальный полет.
В горизонтальном полете можно использовать режимы работы двигателей
от малого газа до максимального продолжительного. Причем основным
параметром для установки максимального продолжительного режима являются
частота вращения газогенератора. Необходимо проконтролировать, чтобы tмт £
690оС. Для экономичного режима полета рекомендуется выдерживать частоту
вращения воздушных винтов nв=1700 об/мин, а частоту вращения роторов
газогенераторов двигателей устанавливать для обеспечения приборной скорости
полета. В горизонтальном полете, особенно на малых высотах не допускать
Мкр>90%.
Увеличение режима работы двигателей необходимо производить плавным
перемещением РУД. Время перемещения РУД из положения малого газа в
положение максимально взлетной мощности должно быть не менее 3 с. В случае
необходимости разгон двигателя от исходного режима разгона (nг = 75%) до
максимального взлетного режима можно производить на высотах полета до 4000
м – путем перемещения РУД вперед в течение 1с, на высотах полета выше 4000 м
– путем перемещения РУД вперед не менее 6с.
Снижение и посадка.
Для снижения можно использовать режимы работы двигателей от
максимального продолжительного до полетного малого газа. Перед снижением
необходимо:
На
центральном
пульте:
-
проконтролировать
включенное
положение выключателя АВТОФЛЮГЕР, - включить выключатели АУК и
53
ИНТЕРЦЕПТОРЫ. В блоке секций сигнальных табло: - убедиться в горении двух
зеленых табло АВТОФЛЮГЕР. Для снижения необходимо сдросселировать
двигатели таким образом, чтобы при выбранной вертикальной скорости снижения
скорость полета не превышала 350 км/ч. Для скоростного снижения необходимо
сдросселировать оба двигателя до режима малого газа с одновременным
переводом самолета на угол тангажа приблизительно 15. При этом не допускать
превышения скорости выше 350 км/ч. При получении разрешения на снижение
для захода на посадку после перехода на давление аэродрома установить упор
максимального взлетного режима в соответствии с температурой и давлением
аэродрома посадки.
Для захода на посадку разрешается использовать режимы работы
двигателей от 0.8 максимально продолжительного до полетного малого газа.
Заданная приемистость двигателей 5с обеспечивается при условии исходного
режима работы двигателей nг ³ 70% (на высокогорных аэродромах nг ³ 75%).
После выхода из 4 разворота и выпуска закрылков на 18о перед входом в глиссаду
установить РУВ в положение малого шага.
После выпуска закрылков на 42 градуса для выдерживания вертикальной
скорости снижения Vу =2...3 м/с и скорости полета при снижении Vн=170...180
км/ч режим работы двигателей должен быть Мкр=35...40%. При заходе на посадку
с выдерживанием стандартного угла наклона глиссады выдерживать Мкр =
20...35% в зависимости от массы самолета и величины встречного ветра. При
пересечении порога ВПП на высоте 9м необходимо установить РУД в положение
малого газа. После приземления при устойчивом пробеге необходимо установить
РУВ во ФЛЮГЕР. При необходимости можно установить максимальный
реверсивный
режим
работы
двигателей
при
помощи
РУД.
Включение
реверсивного режима работы двигателей сопровождается загоранием желтых
табло ДИАПАЗОН β.
Особенности эксплуатации двигателя в полете по кругу.
Взлет, полет после четвертого разворота и посадка осуществляются так же,
как и при полете по маршруту. В полете по кругу для набора высоты с Н=120 м до
54
высоты круга основным параметром установки режима работы двигателя
является крутящий момент Мкр [6].
3.Анализ
связанных
с
развития
особой
авиационными
ситуации
двигателями
в
авиационном
AE-300
и
событии
Walter
601M.
Технические факторы, ошибки и нарушения, допущенные эксплуатантами,
способствующие развитию особой ситуации
С первых же шагов по пути массового освоения воздушного пространства
ещё в начале ХХ века стало очевидным, что от надёжности авиационного
двигателя непосредственно на прямую зависит безопасность полетов. По сколько
двигатель является основной и важнейшей частью воздушного судна. Разработка
надежных средств технической диагностики, которые позволяют своевременно
выявить «безопасное разрушение» и сами не являются источниками дефектов.
Контроль состояния двигателя не должен превращаться в случайный набор
измерений, устройств контроля, методов диагностики. Этот контроль должен
образовывать
систему
взаимозаменяющих
методов,
тесно
связанных
с
конструкцией двигателя, его назначением и характером использования. Для того
чтобы полученная тем или иным способом информация о состоянии двигателей
соответствовала поддерживанию в эксплуатации требуемой его надежности,
необходимо
эффективно
использовать
эту
информацию
для
принятия
практических инженерных решений.
Надежность и ресурс ГТД являются составляющими более общего
показателя ГТД-качества. Под надежностью авиационных ГТД чаще всего
понимают только узкое понятие - его безотказность в работе, т.е. свойство
изделия непрерывно сохранять работоспособность в течении всего заданного
срока службы в заданных условиях эксплуатации. Безотказность в работе у
авиационных ГТД весьма высокая. Так, например, по статистике ИКАО из 100 %
авиационных катастроф за последние 15 лет, менее 10 % произошли за счет
отказа двигателей. Анализ досрочно снятых двигателей показывает следующие
основные причины их выхода из строя:
55
1.
Несовершенство конструкции.
2.
Неудачная технология или нестабильность производства. Низкое
качество или нестабильность материала.
3.
Нарушение правил эксплуатации и обслуживания двигателей. Это в
свою очередь у 80 % досрочно снятых двигателей приводит к: а) повышенной
вибрации; б) усталостным разрушениям лопаток; в) дефектам маслосистем по
опорам; г) исчерпанию длительной прочности лопаток; д) разрушению элементов
камеры сгорания; е) прогар и разрушение поршней
В
качестве
критерия
эксплуатационной
надежности
принимают
коэффициент досрочно снятых двигателей на 1000 часов эксплуатации: К1000дсд.
Назначенным ресурсом двигателя (или его детали - напр. лопатки, диска)
называют ожидаемую (расчетную) величину суммарной наработки до некоторого
его предельного состояния, при достижении которого эксплуатация должна быть
прекращена независимо от состояния ГТД. Такое понятие ресурса может быть
удовлетворительно описано физическими или статистическими моделями только
для отдельных деталей ГТД. Такие модели отражают исчерпание долговечности
элемента с учетом его нагружения. Когда же переходят от элемента двигателя к
такой сложной системе как ГТД, включающей в себя многие элементы с
разнообразными процессами их нагружений, то понятие назначенного ресурса
становится менее определенным. Поэтому его принимают равным минимальному
значению назначенного ресурса у тех основных деталей ГТД, которые не
подлежат замене. «основными деталями» ГТД называют детали, разрушение, или
последствия
разрушения,
которых
могут
привести
к
катастрофическим
последствиям. К таким отказам относятся: разрушение элементов ротора,
обломки которых не удерживаются внутри корпуса; нелокализованные пожары;
невозможность выключения двигателя. К основным деталям, лимитирующим
ресурс, чаще всего относятся рабочая лопатка турбины ВД и диск последней
ступени турбины НД. В связи с необходимостью ремонтировать часть
(подлежащих замене) деталей двигателя в пределах назначенного ресурса,
возникает необходимость в понятии так называемого межремонтного ресурса.
56
Межремонтный ресурс - это ресурс определяемый временем наработки, в течение
которого
целесообразно
(экономически)
и
допустимо
(по
надежности)
использовать двигатель в данных условиях эксплуатации. Обычно межремонтные
ресурсы ГТД подразделяют на «ресурс до 1 капитального ремонта (или 1-ый
межремонтный) и другие «межремонтные ресурсы»
В качестве примера авиационного события связанного с эксплуатацией
авиационного двигателя AE-300. Возьмем инцидент от 10.10.2017 DA-40NG RA01727 Ульяновск (Баратаевка)
После выполнения 1-го разворота при выполнении набора до высоты круга
300 м, произошло резкое падение мощности двигателя первично до 40%, а затем в
пределах от 0% до 40%. КВС взял управление самолетом на себя и принял
решение о выполнении вынужденной посадки на выбранную с воздуха площадку
и доложил диспетчеру
УВД. Через 51 сек., (03.44 UTC) после установки режима 90%, на высоте
260 м и скорости IAS=97.4 узл. зафиксировано падение мощности двигателя до
0%, с одновременным падением мгновенного расхода топлива 0 gph при этом
частота вращения винта увеличилась с 2080 до 2600 об/мин. В дальнейшем, до
приземления, наблюдаются скачкообразные изменения мощности двигателя от
0% до максимального 71%, при этом частота вращения винта оставалась на
уровне 2500-2600 об/мин., за исключением. Произведена экстренная посадка, на
выбранную площадку Общее время полета составило 3 мин 20 сек. Время от
начала сбоев в работе двигателя до приземления составило 1 мин 34 сек. (график
работы прилагается).
Причиной
серьезного авиационного инцидента
явилось разрушение
двухмассового маховика двигателя E4 Version-A No E4A-00060 самолета DA40NG RA-01727, данное разрушение носит усталостный характер и началось с
усталостного разрушения мягких пружин и т-образного фланца вторичного диска.
Зарождению усталостных трещин в указанных деталях предшествовал
интенсивный износ практически всех подвижных деталей агрегата. Усталостный
характер разрушения мягких пружин и стоек z-образного фланца вторичного
57
диска и интенсивный износ деталей разрушенного маховика обусловлены работой
агрегата в условиях нарушения расчетной схемы нагружения. Агрегат является
неразборным и неремонтопригодным. В результате проведения предусмотренных
РТО визуальных проверок и механических испытаний маховика в эксплуатации
не представилось возможным индефицировать нарушение расчетной схемы
нагружения. Это может быть связано с увеличением в два раза начиная с 2014
года периодичности проведения указанных работ (18.11.2014 в РТО внесены
изменения о периодичности проведения контроля двухмассовых маховиков, ранее
проверяли через 300 час., в настоящее время через 600 часов) [8].
Так же рассмотрим авиационный инцидент от 21.06.2018г DA-40NG RA02586: Горизонтальный полет происходил на высоте Нб=1950фт. В 07.35.13
наН6=1950фт и V=120узл. зафиксирован рост давления масла двигателя с 4.5 до
5.3бар. В дальнейшем, в период времени с 07.35.13 до самопроизвольного
выключения двигателя, наблюдается скачкообразное уменьшение давления масла
до 0.2 бар. с одновременным увеличением температуры масла двигателя с 103.8°
С до 135,8 C. Также в этот период времени зафиксировано периодическое
изменение располагаемой мощности двигателя с 76% до 0% и частоты вращения
воздушного винта с 2050 до61506/мин. B 07.39.50 на Н6=1528фт и пр=98узл.
двигатель самопроизвольно выключился
Приземление произведено в 07.40.47UNC с углом тангажа 9.9° и креном
3.8°
Общее время полета составило 40 мин 47 сек. Время от начала сбоев в работе
двигателя до приземления составило 5 мин 34 сек. (график работы прилагается).
Анализируя материалы собранные в ходе расследования данного АС комиссия
считает, что действия КВС-инструктора соответствуют требованиям РЛО.
Проанализировано ресурсное состояние двигателя B4 Version-A No E4-A-00147 .
При этом установлено, что на момент изготовления указанного двигателя был
установлен ресурс до капитального ремонта- 1500 часов на основании сервисной
информации Austro Engine No SI-E4-001/1 издания 1 от 16 апреля 2012 г.
58
На основании сервисной информации Austro Engine N° SI-E4-001/2
дефекта «Загорание табло ECU A, ECU В в полете, с последующим увеличением
температуры масла двигателя и падением давления масла» явилось интенсивное
падение уровня масла в двигателе.
Интенсивное падение уровня масла в двигателе произошло по причине его
выброса наружу через. трубопровод системы суфлирования в подкапотное
пространство из-под инжекторной крышки из-за резкого увеличения давления
газов внутри картера двигателя и частичного сгорания масла в результате
повышенного температурного режима. Характер падения уровня масла и рост
температуры масла отображены на графике, по результатам обработки данных с
электронного блока(ECU)двигателя.
Чрезмерное повышение давления и температуры в полости картера
двигателя произошло из-за прорыва рабочих газов через сквозное отверстие в
днище поршня 4-го цилиндра по причине его прогара.
Решением комиссии двигатель E4 Version-A No E4-A-00147 самолета DA40NG Согласно «Заключения по результатам специального исследования
двигателя Е4 version-A N E4A-00147 самолёта DA-40 NG RA-02586 в связи с
инцидентом, происшедшим 21.06.2018 (отказ двигателя в полете) No 9902-1/103»
установлено, что разрушение поршня носит усталостный характер. Расположение
очага усталостного разрушения поршня в зоне отсутствия геометрических и
структурных концентраторов напряжений указывает на достижение материалом
своего предельного состояния, связанного с исчерпанием ресурса в реализуемых
условиях
эксплуатации.
На
данный
факт
указывают
образовавшиеся
многочисленные трещины головки блока цилиндров и характер их развития.
Причиной серьезного авиационного инцидента явился отказ двигателя В4
Version-A No E4A-00147 самолёта DA-40 NG RA-02586 в полете из-за разрушения
поршня четвертого цилиндра с последующим его прогаром вследствие
достижения материалом поршня своего предельного состояния, связанного с
исчерпанием ресурса в реализуемых условиях эксплуатации[9].
59
В качестве примера авиационного события связанного с отказом двигателя
WALTER 601M возьмем авиационное происшествие от 15.11.2017 ВС L410 UVPE20 RA-67047: Полет по установленному маршруту проходил без отклонений.
Заход на посадку осуществлялся на ВПП 04 (МКпос 41°) через ОПРС, по правой
«коробочке», в соответствии с установленной схемой. После начала снижения по
глиссаде экипаж доложил о готовности к посадке и получил соответствующее
разрешение диспетчера. В процессе снижения по глиссаде, на удалении - 5 км и
высоте около 400 м, был отключен автопилот. Активное пилотирование выполнял
КВС. При визуальном наблюдении ВПП КВС принял решение на выполнение
посадки.
После отключения автопилота оба РУВ были установлены на малый шаг,
после экипаж выполнил карту контрольных проверок перед посадкой. Снижение
по глиссаде на данном этапе выполнялось на скоростях 100-115 узлов. По записям
бортового параметрического самописца особая ситуация развивалась следующим
образом: в 03:10:30 (за 14 с до начала регистрации разовой команды о включении
Бета-режима) появляется разница в величине оборотов правого и левого винтов
(величина оборотов правого винта больше), причем со временем эта разница
увеличивалась: в 03:10:38 на истинной высоте около 170 м и приборной скорости
108 узлов.
При постоянном положении руля направления и отсутствии крена
значение магнитного курса за 5 секунд увеличилось на 10° (вправо), после чего, в
03:10:44, при положении обоих РУД на «прямую» тягу началась регистрация
разовой команды о включении Бета-режима правого двигателя. Регистрация
указанной разовой команды продолжалась до окончания записи самописца в ту
же
секунду
положение
обоих
РУД
было
увеличено
с
15
до
25°.
Практически с этого же момента времени (03:10:44) у самолета начал
развиваться правый крен, который через 4-5 секунд достиг величины 20-25°.
Далее 7-8 секунд правый крен изменялся в диапазоне 15-25°, при этом экипаж для
балансировки самолета использовал отклонение педалей (примерно половина
хода) и элеронов (вплоть до максимального). В 03:10:46 (через 2 с после
60
срабатывания разовой команды о включении Бета-режима) на правом воздушном
винте наблюдается заброс скорости вращения до приблизительно 2300 оборотов в
минуту*, при этом разница в величине оборотов правого и левого воздушных
винтов продолжала сохраняться. Судя по записям бортового магнитофона,
экипаж распознал причины особой ситуации: КВС в 03:10:48
Дальнейшая ситуация развивалась в течение ~9 сек. Самолет снижался
и начал энергично терять скорость. Управляющие действия экипажа рычагом
управления нормально работающего левого двигателя, а также элеронами, рулями
высоты направления не привели к разрешению особой ситуации. Воздушный винт
правой силовой установки не флюгировался, правый двигатель работал вплоть до
окончания записи параметрического самописца. В 03:10:53, на истинной высоте
около 100 м и приборной скорости 76 узлов, при вертикальной перегрузке ~1.15 g
сработала сигнализация о приближении к сваливанию (определено по записи
бортового магнитофона). Через 3-4 секунды, на истинной высоте около 80 м и
приборной скорости 72 узла, при вертикальной перегрузке ~1.2 - 1.25 g, самолет
начал интенсивно вращаться по крену вправо. Судя по записям бортового
параметрического самописца и положению самолета на месте А П, на
заключительном этапе полета самолет выполнил полный переворот вокруг
продольной оси («бочку»).
Рекомендации: Комиссия по расследованию рекомендовала Эксплуатантам
провести настройку «Бета режима» и системы управления воздушным винтом
двигателя Walter601 M, а так же оценить все риски использования РЛЭ на
русском
языке,
при
выполнении
полетов,
поскольку
оно
не
является
официальным и предназначено только для ознакомительных целей[10].
Таким образом, было установлено, что большая часть авиационных
событий по части безопасности полетов связанных с двигателем ВС приходится
на неправильную эксплуатацию двигателя, не своевременное обслуживание как
самого двигателя так и его составных элементов, использование РЛЭ на русском
языке, которое предназначено исключительно в ознакомительных целях,
61
использование не надлежащего оборудования при осмотре и ремонтных работах и
увеличение срока между техническими осмотрами в целях экономии.
Решением данных проблем для избежания подобных ситуаций в будущем
могу предложить пути решения такие как: повышение квалификации технических
специалистов
,обслуживающих
двигатели
,путем
изучения
технического
английского языка, для работы с оригинальным РЛЭ, в свою очередь
производитель обязан указывать в технической литературе по обслуживанию и
ремонту перечень необходимых измерительных устройств и инструментов и
возможно допустимые инструменты для соответствующих работ с двигателем и
его составляющими.
62
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В целом, проведенный сравнительный анализ двигателей Л-410 и DA-42
позволяет сделать вывод о том, что выбор между двумя типами двигателей
зависит от конкретных условий эксплуатации воздушных судов. На основании
полученных результатов, можно сделать вывод, что при выборе двигателя для
воздушного судна необходимо учитывать несколько факторов:
1.
Технические характеристики двигателей: двигатель DA-42 имеет
более современную конструкцию, что делает его эксплуатацию и обслуживание
проще, это является плюсом как для летного состава так и для техническообслуживающего в отличии от двигателя Л-410. Однако, двигатель Л-410 имеет
более мощный тяговый ресурс, и больший коэффициент соотношения мощности к
весу.
2.
Условия эксплуатации: при выборе двигателя необходимо учитывать
условия, в которых будет эксплуатироваться воздушное судно. Например, если
воздушное судно будет использоваться в условиях сильных морозов или высокой
влажности, то стоит выбрать более надежный и долговечный двигатель, им
является Walter 601M
3. Экономический аспект: при эксплуатации воздушных судов особое
внимание уделяется экономическому аспекту. Двигатель DA-42 является более
выгодным вариантом с экономической точки зрения, поскольку его стоимость и
стоимость его обслуживания ниже по сравнению с двигателем Л-410.
4. Обеспечение безопасности полетов: при эксплуатации двигателей
согласно РЛЭ, выполнению всех технических осмотров и работ в строго
установленные сроки, при принятии летным составом правильных решений в
авиационных происшествиях и прочих равных, сложно выделить какой из
двигателей обеспечивает больший уровень безопасности полетов. Данный
показатель должен оценивать в конкретной ситуации, учитывая все факторы
Таким образом, при выборе между двигателями Л-410 и DA-42,
необходимо учитывать конкретные задачи и требования, которые необходимо
решить в рамках эксплуатации воздушных судов. Оба двигателя имеют свои
63
преимущества и недостатки, и выбор между ними должен основываться на
совокупности факторов.
Что касается задачи первоначальной подготовки летного состава, исходя
из проделанной мною работы, можно сделать вывод что двигатель DA-42,
благодаря своим более современным составляющим, системе индикации
параметров, эксплуатационным ограничениям является более доступным в
понимании и эксплуатации.
64
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1.
Конструкция и летная эксплуатация авиадвигателя AE-300 самолета
DA 40NG: учеб. пособие / сост. С. М. Степанов, А. М. Лебедев, Л. И. Князева. –
Ульяновск: УВАУ ГА(И), 2015. – 78 с.
2.
Лушников, А. С. Радиотехническое и приборное оборудование
самолёта DA 42 и его лётная эксплуатация: учебное пособие / А. С. Лушников. –
2-е изд., с изменениями. – Ульяновск: УВАУ ГА(И), 2012. – 169 с.
3.
Самолет DA-40: руководство по летной эксплуатации: Airplane Flight
Manual. -GMBH: DIAMOND AIRCRAFT INDUSTRIES GMBH. 01.04.2010
4.
Самолет DA-42: руководство по летной эксплуатации: DA 42 NG:
Airplane Flight Manual. Rev. 8 23-Jul-2021: Doc. 7.01.15-E / Diamond Aircraft
Industriest, 2021.
5.
Шатух, С.В. Конструкция и эксплуатация самолета Л–410 увп–э с
двигателями М-601Е: Учебное пособие / Канд.пед.наук, доцент В.М. Шатух, канд.
пед. наук С.В. Пигин; Краснодарское высшее военное авиационное училище
летчиков.– Краснодар: КВВАУЛ, 2006. – 268 с.
6.
Виноградов, А. С. Конструкция ТВД М-601 [Электронный ресурс]:
электрон. учебное пособие/ А.С. Виноградов; М-во образования и науки РФ,
Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С.П. Королева (Нац.исслед. ун-т)–Режим
доступа:https://vk.com/doc232342033_438972087?hash=NYc4K8CTam1Src3pJzKVk
F8sxu3B87ozxggu9mHs6f4&dl=ylCBz7CbP61zLiPIoozKVrArJRpFjbsGYR1V3kzBD
UT
7.
Самолет Л-410: руководство по летной эксплуатации Л-410 часть 2
АСЦ ГосНИИ ГА 22.07.2004.
8.
Отчет по результатам расследования авиационного происшествия:
окончательный отчет от 10.10.2017 DA-40NG RA-01727 Ульяновск (Баратаевка)/
печатное издание Летный Отряд УИГА.
65
9.
Отчет по результатам расследования авиационного происшествия:
окончательный отчет от 21.06.2018г DA-40NG RA-02586/ печатное издание
Летный Отряд УИГА.
10. Отчет по результатам расследования авиационного происшествия:
Окончательный отчет самолет L410UVP-E20 RA-67047 / Межгосударственный
авиационный комитет (комиссия по расследованию авиационных происшествий).
18.06.2017
66
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Е
10
6
-М
ял
ет
аг
и
вд
яи
н
ав
о
р
и
л
ф
ус
и
и
кз
ам
с
ам
ет
си
С
1.
.8
.с
и
Р
67
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
68