Энергетический расчет авиационного ГТД АИ-222-25ФП и высотно-скоростная характеристика самолета Як-130

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

самолет форсажный энергетический авиационный

Двухместный учебно-боевой самолет Як-130 обеспечивает основную и повышенную подготовку летчиков современных и перспективных боевых самолетов, в том числе, сверхманевренных истребителей поколений «4++» и «5».

Комплекс управляемого и неуправляемого вооружения позволяет эффективно применять Як-130 в ходе обучения и при решении боевых задач.

Высокий ресурс и низкая стоимость эксплуатации Як-130 минимизируют расходы на обучение и поддержание боеспособности пилотов боевой авиации.

Самолет разработан «ОКБ им. А.С. Яковлева» (в составе ПАО «Корпорация «Иркут»). Работы по развитию самолета ведет Инженерный центр им. А.С. Яковлева - ведущее конструкторское подразделение ПАО «Корпорация «Иркут».

Серийно выпускается на Иркутском авиационном заводе, успешно эксплуатируется ВВС России и за рубежом.

Характеристики ЯК-130

Длина (м)	11,493
Высота (м)	4,76
Размах крыла (м)	9,84
Площадь крыла ()	23,52
База шасси	3,945
Колея шасси	2,53

Силовая установка ТРДД АИ-222-25

Максимальная тяга (кгс)	2*2500
Взлетная масса с полным запасом топлива (без подвесок) (кг)	7250
Максимальная взлетная масса (кг)	10290
Запас топлива
* во внутренних баках (кг)	1700
* в подвесных топливных баках (кг)	2 х 450
Максимальная масса боевой нагрузки (кг)	3000

Лётные характеристики

Максимальная истинная скорость (без подвесок) (км/ч)	1060
Максимальное число Маха (M)	0,93
Максимальная вертикальная скорость, (м/с)	65
Максимальный угол атаки (град.)	35
Диапазон эксплуатационных перегрузок (без подвесок), (g)	+8 / -3
Практический потолок (м)	12500
Практическая дальность полета (без ПТБ), (км)	1600
Максимальная дальность (с 2 ПТБ), при Н=12000 м, (км)	2100
Длина разбега (м)	550
Длина пробега (м)	750
Ресурс	10000 летных часов /30 лет



Самолет имеет классическую схему компоновки со среднерасположенным крылом с развитыми наплывами на передней кромке. Воздухозаборники находятся под наплывами крыльев. Горизонтальное оперение - цельноповоротное. Высокие аэродинамические свойства крыла и фюзеляжа позволяют самолету выполнять маневры на больших углах атаки. Самолет оснащен двумя двигателями АИ-222-25, которые имеют высокие технические характеристики, есть еще и вспомогательная силовая установка, обеспечивающая запуск маршевого двигателя, электропитание и подачу воздуха в кабину. Баки находятся в крыльях и фюзеляже, возможно использование подвесных топливных баков. Самолет имеет просторную и удобную двухместную кабину, в которой инструктор находится сзади и немного выше курсанта. В кабине установлены два катапультируемых кресла, которые обеспечивают надежную эвакуацию экипажа на всех режимах полета и скоростях. Концепция этого учебно-боевого самолета предполагает возможность размещения на нем самых разных типов вооружения. Як-130 имеет восемь точек подвески под крыльями и одну, расположенную под фюзеляжем. Полезная боевая нагрузка - 3000 килограмм.

Як-130 имеет трехопорное шасси, которое обеспечивает взлет и посадку даже на грунтовых взлетно-посадочных полосах. Этот самолет оборудован системой управления КСУ-130, которая позволяет выполнять функции активной системы безопасности полета и его автоматического управления. С ее помощью можно менять полетные характеристики самолета, в зависимости от типа самолета, для которого обучается будущий пилот. В кабине расположены несколько удобных жидкокристаллических мониторов, на которые поступает подробная о работе систем самолета. Навигационная система машины включает в себя инерциальноспутниковую систему, радионавигационную систему, радиовысотомер, приёмник спутниковой навигационной системы. Самолет делается полностью из алюминия, а не композитных материалов.

Данный выбор продиктован решением разработчиков упростить ремонт машин. Кстати, итальянский брат самолета использует в производстве современные композитные материалы, что делает его дороже более чем в два раза. Обслуживание итальянского M-346 тоже обходится существенно дороже. Внешняя изюминка самолета - характерные наплывы между крылом и фюзеляжем. Под ними конструктивно предусмотрены воздухозаборники. Достаточно большое место в носовой части занимает остекленная кабина экипажа. Она рассчитана на двух пилотов. Приборные панели для каждого из них оснащены жидкокристаллическими дисплеями. Для имитации полета любого истребителя на лобовое стекло может выводиться информация в виде коллиматорной индикации. Еще одна особенность, которая чаще всего характерна для учебной авиации - место второго пилота находится выше, что позволяет увеличить угол обзора (чаще всего там находится инструктор). Важнейшее качество учебных версий Як-130 - возможность имитировать поведение абсолютного большинства боевых самолетов. Особые аэродинамические свойства обеспечивают Як-130 высокую маневренность на предельно низких скоростях, большую скороподъемность. Этот учебный самолет может точно работать по целям как в воздухе, так и на земле. Имитация динамики и поведения самолетов обеспечивается системой КСУ-130. Благодаря этой уникальной разработке на Як-130 отрабатываются маневры истребителей и штурмовиков:

российских: МиГ-29, Су-30;

зарубежных: F-15, F-16, F-22, «Мираж», «Хариер», JSF.

На самолете можно имитировать воздушный бой, а также работу по наземным мишеням. Функционал Як-130 дает возможность на одной машине совершать до 80% программы практики молодых пилотов. Иными словами, летчики могут получать как азы управления боевым самолетом, так и более продвинутые знания.

Но по мере профессиональной закалки, обучение становится все более приближенным к реальности, что обеспечивает хорошую подготовку. Система управления хорошо защищена от ошибочных действий в управлении. На Як-103 используется цифровые инструменты анализа действий пилотов. Як-130 наиболее точно имитирует запуск ракет и бомб. При этом сам процесс происходит виртуально, но фиксирует все неточности и ошибки в работе пилота.

Пилоты покидают кабины через передний фонарь. Отличительная черта Як-130 - возможность успешно и безопасно проводить катапультирование при нулевой скорости, а также на малой высоте (вплоть до нулевого уровня). На крыле предусмотрено 8 точек для закрепления оружия. Еще одна имеется на нижней части фюзеляжа. Общая боевая нагрузка достигает 3 тонн. В качестве вооружения могут применяться: управляемые авиабомбы весом 500 килограммов (самолет может брать до 4 таких бомб);

управляемые ракеты Р-73 с дальностью до 20 километров;

неуправляемые ракеты С-8, С-13, С-25ОФМ.

Аэродинамические свойства машины позволяют выполнять маневры, свойственные для истребителей поколений «4++» и «5». Для разгона Як-130 достаточно дистанции от 500 до 940 метров. Минимальное время подъема на максимальную высоту полета (потолок - 12500 метров) составляет около 5 минут (4:49). Без нагрузки Як-130 весит 4,6 тонны. Взлетная масса в максимальная не должна превышать 10,29 тонн. Нормальный вес - в диапазоне 7,5…8 тонн. Максимальная скорость 1060 км/ч, что не превышает скорости звука - 1230 км/час. Для учебного самолета этого вполне достаточно. Репрограммируемая система управления позволяет в учебных целях изменять характеристики устойчивости и управляемости в зависимости от типа боевого самолета, к полетам на котором готовятся курсанты

Все этапы обучения можно пройти на одном самолете: Як-130 обеспечивает выполнение программ начальной, основной и повышенной подготовки пилотов боевых самолетов Як-130 спроектирован и поставляется заказчикам в составе учебно-тренировочного комплекса, включающего также интегрированную систему объективного контроля, учебные компьютерные классы, процедурные, пилотажные и специализированные тренажеры Летные характеристики, эффективное информационно-управляющее поле кабины и дружественный интерфейс обеспечивают простоту управления и постепенный переход в процессе обучения от простых задач к сложным. Самолет позволяет обучать курсантов выполнению штопора. Як-130 может успешно использоваться для подготовки в условиях приближенных к боевой обстановке с реальным применением вооружения. Для оптимизации процесса обучения реализован учебно-тренировочный режим моделирования боевого применения вооружения по воздушным и наземным целям. Стоимость летного часа Як-130 при решении сопоставимых задач в несколько раз ниже, чем у современных учебно-боевых истребителей. При проектировании самолета реализовано требование автономного базирования на минимально подготовленных аэродромах. Защитные створки воздухозаборников, закрывающиеся при движении по земле, предотвращают попадание посторонних предметов в двигатели во время взлета и посадки. Трехопорное шасси с пневматиками низкого давления обеспечивает базирование на аэродромах III класса, в том числе грунтовых. Вспомогательная силовая установка ТА-14-130 с электрогенератором переменного тока обеспечивает автономную эксплуатацию самолета. Бортовая кислорододобывающая установка и бортовая автоматизированная система контроля позволяют отказаться от сложного и дорогостоящего наземного оборудования. Двухдвигательная силовая установка - наилучший выбор для учебного самолета с точки зрения безопасности полетов. Активная система безопасности полета предотвращает ошибки курсантов. Автоматическая система вывода из штопора спасет экипаж и самолет в самой сложной ситуации

Четырёхкратно резервированная цифровая электродистанционная система управления надежно парирует любые отказы, а бортовая автоматизированная система контроля своевременно выявит неисправности. Каждая кабина оборудована катапультными креслами класса «0-0», что обеспечивает безопасное покидание самолета во всем диапазоне высот и скоростей полета. Катапультирование через разрушаемый пирошнуром фонарь позволяет выиграть драгоценные секунды при аварийной ситуации. Широкая номенклатура авиационных средств поражения, в том числе, высокоточных, позволяет самолету Як-130 уничтожать наземные, морские и воздушные цели в простых и сложных метеоусловиях. Открытая архитектура бортового радиоэлектронного оборудования позволяет расширять номенклатуру вооружения за счет перспективных авиационных средств поражения российской и зарубежной разработки. Защиту самолета от управляемых ракет обеспечивают 2 контейнера РЭП с устройством выброса пассивных помех. В целях увеличения радиуса действия на наружных узлах подвески могут размещаться два подвесных топливных бака ПТБ-450. При решении задач поражения наземных целей радиус боевого применения достигает 680 км. В соответствии с техническими требованиями заказчика на базе Як-130 может быть разработана модификация легкого ударного самолета. ПТБ-450 емкостью 450 литров был разработан как дешевое решение, позволяющее увеличить дальность полета боевых вертолетов, как в случае перегоночных полетов, так и при выполнении боевых заданий и транспортных перевозок.

Оперение очень тонкое (но при этом прочное) и вполне соответствует масштабу. Единственный минус - никак не обозначено взаимное положение двух частей бака при их склейке. Вспомогательная силовая установка ТА-14-130 с электрогенератором переменного тока может быть использована в полете при возникновении аварийной ситуации, в частности, для запуска двигателей в воздухе

Расход воздуха (кг/с)	04ч0.55*
Абсолютное давление отбираемого воздуха ()	3,2ч3,7
Расход топлива, кг/ч	78ч88

ТА14-130 - современный вспомогательный газотурбинный двигатель с эквивалентной мощностью 106 кВт. Двигатель предназначен для использования в ВСУ самолета Як-130. Обеспечивает воздушный запуск маршевого двигателя самолета, электропитание переменным током 200/115 В, мощностью до 20 кВА, а также подачу воздуха в систему кондиционирования кабины и салона. Применение высокоэффективного турбокомпрессора и встроенной системы охлаждения масла обеспечивает низкий расход топлива и малую массу двигателя. Двигатель отвечает современным техническим требованиям и имеет электронно-цифровую систему регулирования с полной ответственностью, обеспечивающую регулирование, контроль, диагностику и индикацию неисправностей, а также подсчет наработки. Электронныи? блок ЭРРД-14-130 (цифровое управление с полнои? ответственностью и контроль технического состояния) для вспомогательного газотурбинного двигателя ТА14-130 самолетов Як-130, СУ-34, СУ-35 и вертолетов Ка-31, Ка-52. Также специально для Як-130 «Молния» разработала и выпустила агрегаты зажигания топлива ПВФ-11-1 и ПВФ-11-3 для маршевого и вспомогательного газотурбинных двигателей воздушного судна (ВС). Данные агрегаты зажигания обеспечивают розжиг топливовоздушной смеси при запуске двигателя.

По своим характеристикам имеют сниженную на 20% массу, и, благодаря использованию новых технических решений, материалов и комплектующих, жизненный ресурс изделий увеличен в 3-4 раза по сравнению с аналогичными агрегатами предыдущего поколения.

Агрегат зажигания ПВФ-11-1

Непосредственное воспламенение топливо-воздушной смеси в камерах сгорания малогабаритных авиационных газотурбинных двигателей (ВСУ, ТС) или в пусковых воспламенителях ГТД.

Агрегат зажигания ПВФ-11-3

Назначение:

Непосредственное воспламенение топливо-воздушной смеси в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей или в пусковых воспламенителях ГТД. Обеспечивает искрообразование на одной полупроводниковой свече. Интегральный коэффициент учебной эффективности в 1,54 раза превосходит существующие УТС (Alpha-Jet, МВ-339С/D, Hawk-6О) (оценка ЦНИИ 30). Большой диапазон эксплуатационных углов атаки (проектный до 35, фактически достигнутый 42, тогда как ни один из существующих сегодня УТС нс выходит на углы атаки более 18, а у современных истребителей МиГ-29 максимальный угол до 24, у Су-27 до 26) в сочетании с высокой тяговооруженностью (0,73) позволяет выполнять установившиеся и неустановившиеся маневры, свойственные истребителям четвертого и пятого поколений. Репрограммируемые характеристики устойчивости и управляемости (подтверждено летными испытаниями). Стоимость УТС составит не более $10 млн. в зависимости от комплектации. Потенциальная стоимость программы Як-130 составляет 140-200 млн. долл.

АИ-222-25

Двухвальныи? двухконтурныи? турбореактивныи? авиационныи? двигатель состоит из 2-х ступенчатого компрессора низкого давления, выполненного по технологии «блиск» (лопатки и диск выполнены как единое целое), 8-и ступенчатого компрессора высокого давления, кольцевои? камеры сгорания, одноступенчатои? турбины низкого давления и одноступенчатои? турбины высокого давления, сопла. Двигатель имеет нижнее расположение коробки агрегатов. От АИ-222 новые двигатели отличает изменённая конструкция камеры сгорания, турбин высокого и низкого давления. Турбина высокого давления унифицирована с турбиной газогенератора двигателя Д-27. По желанию заказчика могут устанавливаться сопла с управляемым вектором тяги и форсажной камерой. Для этой цели для АИ-222-25 разработано новое поворотное сопло, представляющее собой отдельный модуль, который установлен на фланец задней опоры турбины двигателя. Конструкция модуля позволяет отклонять сопло на угол до 20 градусов в любом направлении от оси двигателя. Впервые на двигателях такого класса применена цифровая система автоматического управления, совмещённая с системами тестирования и диагностики уровня FADEC. Модульная конструкция позволяет эксплуатировать двигатели по состоянию. При этом, основное управление двигателем гидромеханическое. Двигатель предназначен для установки на самолеты Як-130.

Основные характеристики

Длина (мм)	1960
Диаметр (мм)	896
Сухая масса (кг)	440
Удельный расход топлива (кг/ч)	0,64
Степень двухконтурности	3,35
Температура газа перед турбиной (°К)	1470
Взлетная тяга (кгс)	2516
Тяга двигателя на крейсерском режиме на высоте 5 км при М = 0,6 (кгс)	950
На крейсерском режиме на высоте 10 км и М = 0,6 (кгс)	300

Двигатель выполнен по двухвальнои? схеме.

Состав двигателя:

- вентилятор 14

- разделительныи? корпус 10 с коробкои? приводов 28

- КВД (Компрессор Высокого Давления) 11

- камера сгорания 14

- ТВД (Турбина Высокого Давления) 25

- ТНД (Турбина Низкого Давления) 24

- опора турбины 20

- наружныи? корпус 12

- стекатель 23

- насадка 22 реактивного сопла.

Особенность двухвальнои? схемы состоит в разделении ротора двигателя на два самостоятельных ротора:

- Ротор НД (Низкое Давление) в составе:

? ротор вентилятора, которыи? установлен на двух подшипниках

? ротор ТНД, которыи? установлен на одном подшипнике и опирается через

эвольвентное шлицевое соединение на ротор вентилятора

- Ротор ВД (Высокое Давление) в составе:

? ротор КВД

? ротор ТВД.

Ротор КВД и ротор ТВД жестко соединены друг с другом и установлены на двух подшипниках, один из которых - межвальныи?, установлен между роторами. Роторы НД и ВД имеют различные оптимальные для них частоты вращения и связаны между собои? только газодинамическои? связью. Это позволяет использовать для запуска двигателя пусковое устрои?ство малои? мощности, так как при запуске стартер раскручивает только ротор ВД. Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульнои? (блочнои?) сборки. Двигатель разделен на 12 основных модулеи? (Рис. 4). Модуль - это законченныи? конструктивно технологическии? узел и может быть демонтирован и заменен на двигателе без разборки соседних модулеи? в условиях авиационно-технических баз, кроме главного модуля. Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его исправности заменои? деталеи? и узлов в условиях эксплуатации.

Компоненты двигателя

2.1 Компрессор

Компрессор - двухкаскадныи? осевои? десятиступенчатыи?.

Состав компрессора:

- сверхзвуковои? двухступенчатыи? вентилятор 14 (Рис. 1)

- дозвуковои? восьмиступенчатыи? компрессор 11 (Рис. 3) высокого давления.

Вентилятор 14 (Рис. 1) является первым каскадом компрессора и состоит из статора и ротора.

Статор вентилятора состоит из следующих узлов:

- корпус 2 (Рис. 3) вентилятора с направляющим аппаратом 5 первои? ступени

- направляющии? аппарат 7 второи? ступени

- СА (Спрямляющии? Аппарат) 8 вентилятора.

Переднии? фланец корпуса 2 вентилятора служит для уплотнения проточнои? части компрессора при монтаже двигателя на самолете. Уплотнение выполняется пустотелым резиновым кольцом, принадлежащим конструкции воздухозаборника самолета. Лопатки направляющего аппарата 5 первои? ступени вентилятора двухопорные и установлены верхними цапфами в корпусе 2 вентилятора, а нижними цапфами в разъемном внутреннем кольце. Лопатки направляющего аппарата 7 второи? ступени и СА 8 вентилятора двухопорные. Они установлены в цельном наружном и разъемном внутреннем кольцах аналогично лопаткам направляющего аппарата 5 первои? ступени вентилятора. Кольцо наружное направляющего аппарата 7 второи? ступени и СА вентилятора крепиться в двух местах:

- передним фланцем к заднему фланцу корпуса 2 вентилятора с помощью болтов и гаек

- задним фланцем к разделительному корпусу 10 при помощи самоконтрящихся разрезных гаек, которые навинчиваются на шпильки разделительного корпуса 10.

На корпусе 2 вентилятора крепятся:

- приемник 1 (Рис. 1) полного давления воздуха на входе в двигатель

- приемник 8 (Рис. 2) полного давления воздуха на входе в двигатель

- гидроаккумулятор 2 (Рис. 1)

- кронштеи?ны 9 (Рис. 2) главных разъемов коллекторов электрическои? проводки двигателя.

Приемник 1 (Рис. 1) полного давления воздуха на входе в двигатель предназначен для подвода воздуха к датчику давления и насосу-регулятору САУК (Система Автоматического Управления и Контроля).

Приемник 8 (Рис. 2) полного давления воздуха на входе в двигатель предназначен для подвода воздуха к блоку 4 резервного управления регулируемыми направляющими аппаратами компрессора 11 (Рис. 3) высокого давления.

Состав ротора вентилятора (Рис. 3):

- колесо 3 1-и? ступени вентилятора

- колесо 6 второи? ступени вентилятора

- валопровод

- кок 1.

Диски и лопатки колес 1-и? и 2-и? ступенеи? вентилятора выполнены как единое целое и крепятся болтами к фланцу вала 4 валопровода. Валопровод состоит из вала 4 (Рис. 3), вала 26 турбины и корпуса, в котором расположены опоры вентилятора. Передняя опора ротора вентилятора упругая, выполнена с шариковым радиально-упорным подшипником. Задняя опора ротора вентилятора жесткая, выполнена с роликовым подшипником. Крутящии? момент к ротору вентилятора передается от ротора турбины 24 низкого давления через эвольвентные шлицы на валу 26 турбины. Шлицевые соединения вала 26 турбины с ротором ТНД и валом 4 валопровода стянуты гаи?ками, что обеспечивает передачу осевого усилия от ТНД к вентилятору. Кок 1 с обогреваемым носком коническои? формы формирует переход к проточнои? части и крепится к колесу 3 первои? ступени вентилятора.

Разделительныи? корпус

Разделительныи? корпус 10 (Рис. 3) расположен между вентилятором и КВД. Разделительныи? корпус обеспечивает следующее:

- Формирование проточнои? части двигателя на участке между вентилятором и КВД. При этом воздух, сжатыи? в вентиляторе, разделяется на два потока.

- Размещение следующих агрегатов:

? передняя опора ротора КВД

? корпус валопровода

? приводные и неприводные агрегаты

? приводы агрегатов двигателя и самолета

? коробка 28 приводов

? термостружкосигнализатор 12 (Рис. 1)

? две цапфы 5 (Рис. 2) крепления двигателя в переднеи? плоскости крепления

? такелажныи? кронштеи?н 6

? датчик 7 давления воздуха на входе в двигатель

? табличка заводского знака (Рис. 1).

Разделительныи? корпус состоит из двух кольцевых оболочек. Оболочки соединенны между собои? шестью стои?ками, внутри которых проходят коммуникации двигателя.

Спереди на разделительном корпусе 10 (Рис. 3) крепятся:

- корпус 2 вентилятора - на наружном фланце

- корпус валопровода - на внутреннем фланце.

Сзади на разделительном корпусе крепятся:

- наружныи? корпус 12 - на наружном фланце

- статор КВД - на среднем фланце

- корпус переднеи? опоры ротора КВД - на внутреннем фланце.

На приливе в нижнеи? части разделительного корпуса 10 расположены фланцы крепления:

- термостружкосигнализатора 12 (Рис. 1)

- коробки 28 приводов (Рис. 3)

- привода 29 гидронасоса.

Гидронасос устанавливается при монтаже двигателя на самолет.

2.3 Коробка приводов

В коробке 28 приводов размещены следующие приводные агрегаты двигателя:

- маслоагрегат 9 (Рис. 1)

- воздухоотделитель 10

- насоса-регулятор 13

- воздушныи? турбостартер 27 (Рис. 3)

- центробежныи? суфлер 13 (Рис. 2).

На коробке приводов имеется переходник 11 привода-генератора. Привод-генератор устанавливается при монтаже двигателя на самолет.

Подвод мощности к приводным агрегатам производится от ротора КВД через центральныи? привод. На коробке 28 (Рис. 3) приводов также размешены:

- три датчика ДТА-15 частоты вращения ротора ВД

- узел ручнои? прокрутки ротора ВД

- дренажныи? бачок 11 (Рис. 1).

2.4 Компрессор высокого давления

КВД 11 (Рис. 3) - осевои?, дозвуковои?, восьмиступенчатыи?.

Состав КВД:

- ротор

- статор

- передняя опора ротора КВД

- механизм поворота лопаток РВНА (Регулируемыи? Входнои? Направляющии? Аппарат) и

лопаток РНА (Регулируемыи? Направляющии? Аппарат). Нумерация ступенеи? в КВД - от 0-и? до 7-и?.

Состав статора КВД:

- четыре кольцевых корпуса и две проставки

- консольные лопатки РВНА, двухопорные лопатки РНА 0 и 1 -и? ступенеи?

- двухопорные лопатки направляющего аппарата 2-и? ступени

- консольные НА (Направляющии? Аппарат) 3, 4, 5 и 6-и? ступенеи?

- рабочие кольца 3, 4, 5 и 6-и? ступенеи?

- внутренние кольца РНА 0 и 1-и? ступени

- кольца поворота лопаток РВНА и РНА.

Механизм поворота РВНА и РНАКВД является частью системы управления компрессором и позволяет изменять угол установки лопаток во всем диапазоне рабочих режимов двигателя по заданному закону с целью получения приемлемых запасов устои?чивости на всех режимах работы двигателя.

На корпусе КВД размещаются:

- клапан 13 запуска для перепуска воздуха из-за 5-и? ступени в процессе запуска

- два фланца отбора воздуха из-за 5-ои? ступени на самолетные нужды.

Ротор КВД барабанно-дисковои? конструкции.

Состав ротора КВД:

- восемь рабочих колес

- пять проставок между рабочими колесами

- переднии? и заднии? валы

- переднии? и заднии? лабиринты.

Рабочие колеса 1 - 7-ои? ступенеи?, переднии? и заднии? валы, заднии? лабиринт, соединяются между собои? при помощи 16-ти призонных стяжек, образуя силовую схему ротора. Рабочее колесо 0-и? ступени крепится болтами и гаи?ками к рабочему колесу 1-и? ступени. Между дисками рабочих колес 2, 3, 4, 5, 6 и 7-ои? ступенеи? устанавливаются проставки, наружные поверхности которых образуют проточную часть ротора под торцами консольных лопаток РНА и НА.

Рабочие лопатки 0 и 1-и? ступенеи? крепятся в дисках замками «елочного», а лопатки остальных ступенеи? замками типа «ласточкин хвост».

Передняя опора ротора КВД - упругая, выполнена с радиально-упорным трехточечным шариковым подшипником и масляным демпфером.

Задняя опора - межвальная (между роторами ТНД и ТВД), выполнена с роликовым подшипником и является общеи? для роторов КВД и ТВД. Роторы КВД и ТВД жестко скрепленны между собои? болтовым соединением, через которое передается крутящии? момент от ротора ТВД к ротору КВД.

2.5 Камера сгорания

Камера 14 сгорания - кольцевого типа.

Состав камеры сгорания:

- корпус

- диффузор

- жаровая труба

- топливныи? коллектор с 16-ю форсунками

- два воспламенителя.

Турбина

Состав турбины:

одноступенчатая ТВД 25

одноступенчатая ТНД 24

- опора 20 турбины

- реактивныи? насадок 22

- стекатель 23.

2.6.1 Турбина высокого давления

ТВД 25 - охлаждаемая, осевая, реактивная, одноступенчатая, состоит из статора и ротора.

Состав статора ТВД:

- сопловои? аппарат 16 ТВД

- наружныи? корпус

- проставоик над рабочими лопатками

- внутреннии? корпус с элементами лабиринтных уплотнении?.

Лопатки соплового аппарата 16 ТВД охлаждаемые и объединены в секторы.

Состав ротора ТВД:

- рабочее колесо 17

- лабиринтныи? диск

- задняя цапфа

- переднии? экран.

Колесо ротора включает в себя диск и рабочие лопатки, зафиксированные уплотнительным диском. Рабочие лопатки ТВД литые, охлаждаемые. Опора ротора ТВД - межвальная (между заднеи? цапфои? ротора ТВД и валом ротора ТНД), выполнена с роликовым подшипником.

2.6.2 Турбина низкого давления

ТНД - осевая, реактивная, одноступенчатая, состоит из статора и ротора.

Статор ТНД состоит из соплового аппарата 18 ТНД, наружного корпуса, проставок над рабочими лопатками и внутреннего корпуса с элементами лабиринтных уплотнении?. Лопатки соплового аппарата 18 ТНД охлаждаемые и объединены в секторы. Ротор ТНД состоит из рабочего колеса 19, лабиринтного кольца и вала ТНД. Колесо ТНД состоит из диска и лопаток, зафиксированных уплотнительным диском. Рабочие лопатки ТНД - неохлаждаемые.

Опора ротора ТНД - упругая, выполнена с роликовым подшипником и масляным демпфером.

2.6.3 Опора турбины

Опора турбины обеспечивает формирование проточнои? части внутреннего контура двигателя на участке между ТНД 24 и реактивным насадком 22.

Опора 20 турбины - силовои? элемент двигателя, сварнои? конструкции.

Состав опоры турбины:

- кольцо подвески

- силовои? корпус

- внутреннии? корпус

- стои?ки.

Силовои? корпус и внутреннии? корпус соединенны между собои? стои?ками.

На опоре турбины размещены:

- опоры роторов ТВД и ТНД

- цапфы крепления двигателя в заднеи? плоскости крепления

- реактивныи? насадок 22 с термопарами 21

- стекатель 23.

Во внутреннем корпусе установлен корпус подшипника. К корпусу подшипника крепятся элементы радиально-торцевого контактного уплотнения и демпфер с наружным кольцом роликоподшипника заднеи? опоры ТНД. К заднему фланцу внутреннего корпуса крепится стекатель 23. К заднему фланцу кольца подвески крепится реактивныи? насадок 22.

2.7 Наружныи? корпус двигателя

Наружныи? корпус 12 двигателя обеспечивает формирование проточнои? части наружного контура на участке между разделительным корпусом 10 и опорои? 20 турбины.

Наружныи? корпус 12 двигателя расположен между разделительным корпусом 10 и опорои? 20 турбины.

В наружном корпусе размещены:

- маслобак 3 (Рис. 2)

- два агрегата зажигания 5 (Рис. 1)

- ТМТ (ТопливоМасляныи? Теплообменник) 8

- датчик 2 (Рис. 2) давления воздуха за КВД.

Наружныи? корпус 12 (Рис. 3) имеет разъем по двум фланцам в оси двигателя. Он состоит из двух половин, образующих цилиндрическую оболочку и скрепленных между собои? болтами.

Работа двигателя

1 Воздух, поступающии? на вход двигателя через самолетныи? воздухозаборник, проходит через вентилятор, в котором происходит повышение давления и температуры воздуха.

2 В разделительном корпусе поток воздуха делится на два потока:

- первыи? поток поступает в наружныи? контур проточнои? части двигателя

- второи? поток поступает во внутреннии? контур проточнои? части двигателя.

3 По каналу наружного контура воздух подается в реактивныи? насадок.

4 Во внутреннем контуре воздух дополнительно сжимается в КВД, затем попадает в камеру сгорания, где перемешивается с тонкораспыленным топливом и создает топливовоздушную смесь.

5 В результате сгорания топливовоздушнои? смеси температура газового потока увеличивается. Газ поступает в турбину, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую работу для вращения роторов вентилятора и КВД.

6 При прохождении газа через проточную часть турбины его энергия уменьшается, при этом температура и давление газа понижаются.

Режимы работы

Описание:

На земле и в полете двигатель работает под управлением системы автоматического управления и контроля САУК-222 (далее САУК (Система Автоматического Управления и Контроля)), которая включает в себя системы:

- основную

- резервную

- контроля.

№	Параметр	Значение
1	Условное обозначение двигателя	АИ-222-25
2	Тип двигателя	Турбореактивныи?
3	Направление вращения роторов	Против часовои? стрелки (если смотреть на двигатель со стороны выходного устрои?ства)
4	Время непрерывнои? работы двигателя на основных режимах: - максимальныи? режим - режим малого газа - остальные режимы	не более 10 минут не более 30 минут не ограничено в пределах разрешенного ресурса
5	Время суммарнои? наработки по режимам за ресурс:
5.1	На этапе государственных стендовых испытании? (ГСИ): - на максимальном режиме - на учебном режиме	не более 12% не более 20%
5.2	При межремонтном ресурсе 1500 ч: - на максимальном режиме - на учебном режиме	не более 8,1% не более 13,25%
6	Время приемистости, при работе на основнои? САУ, от режима малого газа до получения 95% частоты вращения ротора ВД на максимальном режиме при перемещении РУД за время не более 1 с: - на земле - в полете	не более 4 с не более 3 с
7	Расход масла	не более 0,2 л/ч
8	Система смазки	автономная, циркуляционная
9	Система запуска	воздушная, автоматическая
10	Крепление двигателя	три точки крепления: - две цапфы на разделительном корпусе - кронштеи?н на опоре турбины
11	Приводные агрегаты, не входящие в комплект по? ставки двигателя и устанавливаемые при монтаже двигателя на самолет:
11.1	Привод-генератор - количество - отбираемая мощность - отбираемая мощность, допускаемая в течение 2 с (не более трех раз за ресурс агрегата)	1 шт. не более 21,5 кВт (29,24 л.с.) не более 25,6 кВт (34,82 л.с.)
11.2	Гидронасос - количество - отбираемая мощность	1 шт. не более 21 кВт (28,56 л.с.)
12	Отбор воздуха от двигателя для систем самолета
12.1	Назначение	для системы кондиционирования воздуха
12.2	Место отбора воздуха на двигателе	за 5-и? ступенью КВД
13	Габаритные размеры двигателя	Рис. 4 Рис. 5
14	Масса двигателя в состоянии поставки	не более 560 кг

Дроссельные характеристики двигателя

Примечание

Описание ДХ двигателя указано при работе основного контура управления режимами. На рисунке (Рис. 1) приведены дроссельные характеристики двигателя на трех высотах (Н (Высота полета) = 0, 5000 м и 10000 м) в условиях МСА. На высоте Н = 0 дроссельная характеристика показана при Мп = 0, а на высотах Н = 5000 и 10000 м - при Мп = 0,6. Вышеуказанные условия (Н, Мп и tH (Температура окружающего воздуха)) характерны тем, что в них техническими требованиями заданы величины тяги и расхода топлива. Дроссельные характеристики представлены зависимостями тяги, расхода топлива, частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за ТНД от nНД пр и охватывают режимы работы двигателя от малого газа до максимального. В вышеуказанных условиях режим малого газа определяется параметром GT min. При данном расходе топлива с увеличением высоты полета количество воздуха, поступающего в двигатель, уменьшается (из-за уменьшения плотности атмосферного воздуха). Вследствие этого обстоятельства увеличивается подогрев воздуха в камере сгорания, приводящии? к увеличению частот вращения роторов и температуры газа. Такое изменение параметров видно при сравнении дроссельных характеристик на разных высотах. Дросселирование двигателя осуществляется посредством уменьшения расхода топлива и cопровождается снижением тяги, t*THД, частот вращение роторов низкого и высокого давлении?. На земле (Н = 0, Мп = 0) в процессе дросселирования t*THД достигает минимального значения при nНД пр = 4500 - 5000 об/мин, а затем увеличивается вследствие снижения коэффициентов полезного деи?ствия лопаточных венцов компрессора и турбины. Из сравнения дроссельных характеристик, показанных на высотах Н = 5000 м и 10000 м при одинаковои? скорости полета Мп = 0,6, видно, что при неизменном значении nНД пр с увеличением высоты полета параметры двигателя снижаются.

Снижение тяги и расхода топлива происходит вследствие уменьшения плотности атмосферного воздуха, поступающего в двигатель, а снижение частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа за ТНД - вследствие снижения температуры атмосферного воздуха.

Климатические характеристики двигателя

Примечание

Описание КХ двигателя указано при работе основного контура управления режимами. На рисунке (Рис. 1) показаны климатические характеристики двигателя на максимальном и учебном режимах в статических условиях (Мп = 0) на высотах Н = 0 м и Н = 3000 м. Как видно, внешнии? вид закономерностеи? протекания параметров на максимальном режиме такои? же, как и на учебном режиме, однако уровень параметров различен: на максимальном режиме он выше, чем на учебном режиме. Поле климатических характеристик можно разделить на две температурные зоны атмосферного воздуха с явно выраженными особенностями протекания параметров двигателя. В первои? температурнои? зоне (Т*вх ? Т*вх огр) режим работы двигателя определяется nНД пр1, а во второи? зоне (Т*вх > Т*вх огр) - nНД пр2, которая косвенным путем ограничивает температуру газа перед рабочим колесом ТВД. С увеличением температуры атмосферного воздуха параметры двигателя протекают следующим образом:

- при постоянном значении nНД пр1 тяга двигателя остается практически неизменнои?, а расход топлива, частоты вращения роторов НД и ВД и t*THД увеличиваются

- при поддержании ограничиваемои? температуры газа перед рабочим колесом ТВД (через параметр nНД пр2) тяга двигателя, расход топлива, частота вращения ротора НД уменьшаются, а частота вращения ротора ВД и t*THД остаются практически неизменными. В зоне Т*вх ? Т*вх огр с переходом от высоты Н = 0 м до Н = 3000 м температура газа и частоты вращения роторов увеличиваются. Это объясняется тем, что с увеличением высоты полета снижается температура атмосферного воздуха и для заданного режима работы двигателя ограничиваемое значение температуры газа перед рабочим колесом ТВД достигается при более высоком значении nНД пр.

В то же время с увеличением высоты полета тяга и расход топлива уменьшаются из-за уменьшения плотности воздуха.

Высотно-скоростные характеристики двигателя

Примечание

Описание ВСХ двигателя указано при работе основного контура управления режимами.

Характеристики двигателя даны:

- без учета потерь полного давления во входном устрои?стве самолета

- без отборов воздуха и мощности на нужды самолета.

Высотно-скоростные характеристики двигателя приведены на трех высотах полета Н = 0, 5000 м и 10000 м в условиях МСА при Мп = от 0 до 0,95 (на высоте Н = 0 м они даны до Мп = 0,86, соответствующего Vп ист (Скорость полета истинная) = 1050 км/ч). ВСХ представлены на двух режимах максимальном и учебном. В статических условиях (Мп = 0) при стандартнои? температуре атмосферного воздуха как на максимальном режиме, так и учебном режиме температура газа перед рабочим колесом ТВД меньше ограничиваемых значении?, поэтому регулирование двигателя выполняется по закону nНД пр1. При этом для каждого режима работы двигателя на соответствующеи? высоте полета ЭСУ рассчитывает конкретное, вполне определенное значение nНД пр1. С увеличением скорости полета увеличивается Т*вх и, соответственно, температура газа за компрессором. Для поддержания приведеннои? частоты вращения ротора низкого давления по закону nНД пр1 = const требуется большии? подогрев воздуха в камере сгорания, на что система управления реагирует увеличением подачи топлива в камеру сгорания. Таким образом, при nНД пр1 = const с увеличением скорости полета температура газа в камере сгорания и в турбине непрерывно увеличивается. Как отмечалось выше, ее ограничение осуществляется посредством ограничения nНД пр2. Мп, при котором достигаются ограничиваемые значения температуры газа перед рабочим колесом ТВД, в общем случае, зависит от высоты и режима работы двигателя.

Как на максимальном режиме, так и учебном режиме с увеличением скорости полета от Мп = 0 до Мп ? 0,35 происходит снижение тяги двигателя. При дальнеи?шем увеличении скорости полета она увеличивается, пока температура газа перед рабочим колесом ТВД не достигнет ограничиваемого значения. Поскольку тяга двигателя равна разности выходного импульса на срезе реактивного сопла и входного импульса набегающего потока воздуха, то такое протекание тяги двигателя является результатом одновременного увеличения, но с разнои? скоростью изменения, этих двух величин. Если до Мп ? 0,35 превалирует рост входного импульса, то затем, вследствие увеличения перепада давлении? в сопле, расхода воздуха и температуры газа, рост выходного импульса преобладает над увеличением входного импульса.

При ограничении температуры газа перед рабочим колесом ТВД (посредством ограничения nНД пр2) увеличение скорости полета приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к одному килограмму воздуха в камере сгорания из-за роста температуры заторможенного потока воздуха перед двигателем и, соответственно, за компрессором. Пропорционально этому количеству тепла уменьшается и расход топлива, отнесенныи? к одному килограмму воздуха. С другои? стороны, с ростом Мп увеличивается динамическии? напор воздуха перед двигателем. Это приводит к увеличению силы давления на срезе реактивного сопла, при этом скорость истечения из сопла не увеличивается из-за установившегося критического перепада и постоянства температуры газа. В силу указанных причин с увеличением Мп удельная тяга снижается. Ее снижение не компенсируется возрастанием суммарного расхода воздуха, поэтому тяга двигателя уменьшается.

Поскольку на указанных режимах степень понижения давления газа в ТВД постоянна, то с увеличением скорости полета изменение частоты вращения ротора высокого давления зависит от того, по какому закону происходит управление двигателем: при nНД пр1 = const - меняется пропорционально корню квадратному из температуры газа перед рабочим колесом ТВД

При ограничении температуры газа (посредством ограничения nНД пр2) - остается практически неизменнои?. С увеличением скорости полета частота вращения ротора НД увеличивается до тех пор, пока не наступит ограничение температуры газа (посредством ограничения nНД пр2). При ее ограничении дальнеи?шее увеличение скорости полета сопровождается снижением частоты вращения ротора НД вследствие снижения степени расширения в ТНД.

На рисунке (Рис. 3) видно, что на высоте Н = 5000 м при работе двигателя на максимальном режиме ЭСУ ограничивает nНД пр max в диапазоне Мп = от 0 до 0,73. С увеличением высоты полета при работе двигателя на максимальном режиме nНД пр max ограничивается во всем диапазоне Мп. В качестве примера показано, что на высоте Н = 10000 м в диапазоне Мп = от 0 до 0,95 nНД пр постоянна и равна максимальному значению (nНД пр max = const).

На высоте Н = 10000 м, независимо от скорости полета, на учебном режиме температура газа перед рабочим колесом ТВД ниже ее ограничиваемого значения, потому управление двигателем осуществляется по закону nНД пр1 = const (Рис. 3). При дальнеи?шем увеличении высоты полета nНД пр1 повышается и достигает nНД пр max. Выше Н = 11000 м вследствие единого ограничения nНД пр max параметры двигателя на максимальном и учебном режимах принимают одинаковые значения.

Переводнои? коэффициент в систему СИ: 1 кгс = 9,80665 Н.

Компрессор двигателя предназначен для сжатия воздуха, поступающего в двигатель.

Описание

Компрессор - осевои? двухкаскадныи? десятиступенчатыи?, состоит из сверхзвукового двухступенчатого вентилятора и дозвукового восьмиступенчатого компрессора высокого давления (КВД).

Вентилятор расположен в переднеи? части двигателя и предназначен для передачи энергии воздуху, проходящему через наружныи? контур двигателя и предварительного сжатия воздуха, поступающего во внутреннии? контур двигателя. Окончательное сжатие воздуха и подача его в камеру сгорания происходит в КВД, которыи? расположен за разделительным корпусом. Разделительныи? корпус формирует проточную часть компрессора между вентилятором и КВД. Вентилятор и КВД имеют окна осмотра с быстросъемными заглушками, что позволяет, при необходимости, осматривать рабочие лопатки всех ступенеи? роторов с помощью оптического прибора.

Подробные сведения о составных частях компрессора приведены в модулях данных:

- Вентилятор (YAK130-A-72-31-00-00A-040A-D)

- Разделительныи? корпус (YAK130-A-72-33-00-00A-040A-D)

- Компрессор высокого давления (YAK130-A-72-34-00-00A-040A-D).

Работа

Роторы вентилятора и КВД приводятся во вращение своими одноступенчатыми турбинами и связаны между собои? только газодинамическои? связью. Для согласования работы вентилятора и КВД и обеспечения приемлемых запасов устои?чивости компрессора на всех режимах работы двигателя входнои? направляющии? аппарат (ВНА) и направляющие аппараты первых двух ступенеи? КВД выполнены регулируемыми, угловое положение лопаток которых, изменяется в зависимости от режима работы двигателя. Для обеспечения устои?чивои? работы компрессора при запуске двигателя предусмотрен клапан запуска для перепуска воздуха из-за пятои? ступени КВД в проточную часть наружного контура.

2.1 Корпус вентилятора с НА первои? ступени

Корпус вентилятора с НА первои? ступени (Рис. 1) состоит из корпуса 2 вентилятора, сорока двух направляющих лопаток 4 НА первои? ступени вентилятора и разъемного внутреннего кольца 7 НА первои? ступени вентилятора. На наружную поверхность корпуса 2 вентилятора на участке от переднего фланца до лопаток 4 НА первои? ступени нанесен слои? стеклопластика 3, которыи? служит для увеличения жесткости корпуса 2 вентилятора и как подслои? для последующеи? намотки органита 1, усиливающего корпус 2. На внутреннюю поверхность корпуса 2 в зоне над лопатками колеса первои? ступени вентилятора нанесен слои? прирабатываемого уплотнительного покрытия 8.

Направляющие лопатки 4 первои? ступени вентилятора двухопорные. Верхняя цапфа 10 лопатки 4 устанавливается в отверстие в корпусе 2 вентилятора. На цапфу 10 каждои? лопатки устанавливается фиксатор 13, при этом лыски на цилиндрическои? поверхности цапфы 10 попадают в паз Д фиксатора 13. Фиксатор 13 устанавливается в кольцевую канавку Е на наружнои? поверхности корпуса 2 вентилятора и фиксирует лопатку 4 от проворота. Крепление лопаток 4 и фиксаторов 13 в радиальном направлении выполняется при помощи гаек 11, навинчиваемых на верхнюю цапфу 10 лопаток 4, при этом основание цапфы упирается в соответствующую поверхность корпуса 2. Стопорение гаек 11 выполняется при помощи пластинчатых шаи?б 12: один лепесток пластинчатои? шаи?бы отгибается на грань фиксатора 13, четыре остальных - на грани гаи?ки. Нижняя цапфа 14 с надетои? на нее фторопластовои? втулкои? 15 устанавливается в отверстие, образующееся между передним 5 и задним 18 внутренними кольцами НА первои? ступени вентилятора. Переднее 5 и заднее 18 внутренние кольца НА первои? ступени стянуты между собои? при помощи шпилек 6, ввинченных в переднее кольцо 5, и гаек 16. Стопорение гаек 16 - при помощи пластинчатых шаи?б 17. На внутреннюю поверхность заднего кольца 18 НА первои? ступени нанесено прирабатываемое покрытие 8 над гребешками лабиринта колеса 10 (Рис. 3) второи? ступени вентилятора.

На наружнои? поверхности корпуса 2 (Рис. 1) вентилятора приклепаны бобышки со шпильками:

- две бобышки 9 и 23 для крепления безрасходного и расходного, соответственно, приемников полного давления

- одна бобышка 22 крепления корпуса 20 быстросъемнои? заглушки 21 окна осмотра рабочих лопаток вентилятора.

На бобышку 9 устанавливается безрасходныи? приемник 8 (Рис. 3) полного давления с крышкои? 9, которыи? воспринимает полное давление воздуха на входе в двигатель, необходимое для обеспечения работы датчика давления воздуха на входе в двигатель и резервнои? системы управления подачеи? топлива насоса-регулятора. На бобышку 23 (Рис. 1) устанавливается расходныи? приемник 25 (Рис. 3) полного давления, которыи? воспринимает полное давление воздуха на входе в двигатель и обеспечивает работу блока резервного управления механизмом поворота направляющих лопаток РВНА, РНА нулевои? и первои? ступенеи? КВД. Оба приемника полного давления обогреваются горячим воздухом из-за КВД для избежания их обледенения. Заднии? фланец корпуса 2 (Рис. 1) вентилятора с НА первои? ступени имеет поясок для центрирования и отверстия для крепления к наружному кольцу 1 (Рис. 2) НА второи? ступени при помощи болтов 11 (Рис. 3) и самоконтрящихся гаек 12.

2.2 НА второи? ступени и СА вентилятора

НА второи? ступени и СА вентилятора (Рис. 2) состоит из наружного кольца 1 НА второи? ступени, пятидесяти четырех направляющих лопаток 2 НА второи? ступени вентилятора, пятидесяти четырех спрямляющих лопаток 3 вентилятора, внутреннего кольца 4 НА второи? ступени вентилятора. На внутреннюю поверхность наружного кольца 1 НА второи? ступени в зоне над лопатками колеса второи? ступени вентилятора нанесено прирабатываемое покрытие 8. Внутреннее кольцо 4 НА второи? ступени вентилятора состоит из трех цельных колец: внутреннего переднего кольца 9, внутреннего среднего кольца 10 и внутреннего заднего кольца 15 НА второи? ступени вентилятора, соединяющихся между собои? при помощи шпилек 5, ввинченных во внутреннее среднее кольцо 10, и гаек 7. Стопорение гаек выполняется при помощи пластинчатых шаи?б 6. Для уплотнения воздушнои? полости Ж (Рис. 3) на внутреннюю поверхность переднего кольца 9 (Рис. 2) НА второи? ступени нанесено прирабатываемое покрытие 8 над гребешками лабиринта колеса 10 (Рис. 3) второи? ступени вентилятора, а цилиндрическая поверхность внутреннего заднего кольца 15 (Рис. 2) уплотняется кольцом 18 (Рис. 3), установленным в канавке разделительного корпуса. Полость Ж служит для обеспечения деи?ствия осевои? силы на шарикоподшипник опоры вентилятора. Крепление двухопорных лопаток 2 (Рис. 2) НА второи? ступени и двухопорных лопаток 3 СА в наружном 1 и внутреннем 4 кольцах НА второи? ступени выполнено аналогично креплению направляющих лопаток 4 (Рис. 1) первои? ступени вентилятора.

2.3 Кок

Кок 4 (Рис. 3) представляет собои? цельноточеную оболочку с обогреваемым носком коническои? формы спереди и фланцем сзади. Кок на своем участке вместе с корпусом 2 (Рис. 1) вентилятора образует проточную часть вентилятора. В отверстиях фланца кока посредством развальцованных втулок установлены винты 20 (Рис. 3), не выпадающие при их вывинчивании для демонтажа кока. Доступ к головкам винтов осуществляется через отверстия Л под ключ, выполненные в оболочке кока. Горячии? воздух, поступающии? из трубы 5 и выдуваемыи? через отверстия в носке кока, препятствует образованию льда на поверхности кока. При балансировке кока корректировка масс производится за счет съема металла с бурта С между отверстиями Л.

2.4 Труба

Труба 5 (Рис. 3) представляет собои? сварную деталь с посадочными поясками на концах и предназначена для подачи горячего воздуха к носку кока 4 из внутреннего пространства вала 1 (Рис. 4) вентилятора.

Для уплотнения с коком и валом вентилятора. на наружнои? поверхности обоих посадочных поясков выполнены канавки под резиновые уплотнительные кольца 6 (Рис. 3). От проворота труба фиксируется при помощи двух выступов И заднего посадочного пояска, входящих в ответные торцовые пазы на валу 1 (Рис. 4) вентилятора.

2.5 Колесо первои? ступени вентилятора

Колесо 3 первои? ступени вентилятора (Рис. 3) состоит из выполненных заодно целое диска, рабочих лопаток, двух фланцев и девятнадцати буртов Н. На переднеи? ободнои? части диска имеется фланец М с запрессованными самоконтрящимися гаи?ками 21, в которые ввинчиваются винты 20 при креплении кока 4. Также во фланце М между гаи?ками 21 расположены отверстия, в которые завальцовываются выполненные в виде сектора балансировочные грузы 24. Напротив буртов З размещают балансировочные грузы 22. Крепление груза 22 выполняется контровкои? 23: контровка устанавливается в отверстие бурта Н, груз своим пазом Р входит в зацепление с контровкои?, лепесток контровки отгибается на грань груза. На ступице диска выполнено развитое полотно, состоящее из коническои? и цилиндрическои? частеи?. Цилиндрическая часть заканчивается фланцем, внутренним диаметром которого колесо 3 центрируется с натягом на валу 1 (Рис. 4) вентилятора.

...