Турбовальный авиационный двигатель ТВ2-117.

Разработчик: ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова
Страна: СССР
Начало разработки: 1960 г.
Построен: 1962 г.
Принят на вооружение: 1965 г.

В 1960 году был объявлен конкурс на создание газотурбинного двигателя мощностью 1250 л.с. для перспективного вертолёта Ми-8 . Победителем конкурса проектов стало ОКБ-117 им. В.Я.Климова под руководством С.П.Изотова, которому и была поручена разработка двигателя и главного редуктора ВР-8. ТВ2-117 стал первым отечественным специализированным вертолётным двигателем. Первые образцы двигателей изготовлены летом 1962 года. Серийное производство организовано в 1965 году.

Двигатели ТВ2-117А и ТВ2-117 по своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствуют современным техническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса. Особенностью двигателей является наличие в них свободной турбины (турбины винта) для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. В силовую установку вертолета входят два двигателя и редуктор ВР-8. В случае необходимости, достаточно мощности одного двигателя для продолжения полета. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.

На вертолет могут устанавливаться двигатели ТВ2-117 и ТВ2-117А. Для замены одних двигателей на другие проведение дополнительных работ не требуется. Разрешается совместная работа на одном вертолете двигателей ТВ2-117 и ТВ2-117А. На вертолете двигатели присоединяются к одному главному редуктору ВР-8, который передает от двигателей мощность несущему и хвостовому винтам. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта и синхронизации мощности обоих двигателей.

Каждый двигатель имеет раздельные системы: смазки, топливопитания, регулирования, противооблединения, и может работать на вертолете самостоятельно при неработающем втором двигателе.

Двигатель состоит из следующих основных узлов:
-компрессора с поворотными лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) первых трех ступеней. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из-за VI ступени;
-камеры сгорания. На камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителей;
-турбины компрессора и свободной турбины, передающей мощность через вал-рессору редуктору ВР-8;
-выхлопного устройства;
-коробки приводов агрегатов. На коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: стартер-генератор ГС-18ТП или ГС-18ТО, топливный насос-регулятор НР-40ВР, командный агрегат КА-40, гидронасос ПН-40Р, датчик Д-2 счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний масляный агрегат с фильтром.

Модификации:

ТВ2-117 — базовый мощностью 1500 л.с.
ТВ2-117А — модернизированный с увеличенным ресурсом.
ТВ2-117АГ — с графитовым уплотнением в опорах турбокомпрессора. Отличался большей долговечностью. Устанавливался на вертолёте Ми-8АТ .
ТВ2-117ДC — самолётный турбовинтовой.
ТВ2-117C — самолётный турбовинтовой. Отличался выносным редуктором и конструкцией выхлопного устройства. Разработан для Ан-3 .
ТВ2-117ТГ — двигатель для вертолёта Ми-8ТГ . Предназначен для работы на жидком метане. Разработан в 1987 году.
ТВ2-117Ф — форсированный до 1700 л.с. Устанавливался на вертолёте Ми-8ПА .

Модификация: ТВ2-117 / ТВ2-117А / ТВ2-117АГ
Длина, мм: 2835 / 2835 / 2843
Высота, мм: 547 / 547 / 550
Частота вращения ротора, об/мин.: 12000 / 12000 / 12000
Взлетная мощность, э.л.с.: 1500 / 1500 / 1500
Сухая масса, кг: 330 / 330 / 334.

Двигатель ТВ2-117А. Музей ВВС КНР.

Двигатель ТВ2-117. Музей ВВС Чехии.

Двигатель ТВ2-117А (вид спереди).

Двигатель ТВ2-117А (вид справа).

Главный редуктор ВР-8А и двигатели ТВ2-117А.

Список источников:
П.Изотов, Д.Изотов. Самый массовый вертолётный двигатель.
Е.И.Ружицкий. Вертолёты.
Сайт «Военная авиация России» (www.aveaprom.ru).

«43. Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А Руководство по технической эксплуатации Москва «Машиностроение » ...»

-- [ Страница 2 ] --

4. Поворачивая двигатель вокруг оси, совместить риски р2 на сферической крышке и сферической втулке. Закрепить двигатель на трех подкосах (два нижних коротких и один боковой длинный со стороны борта фюзеляжа).

П р и м е ч а н и е. При установке двигателя проверить, не произведена ли разрегулировка длины подкосов. Разрегулировка может привести к повышенному излому оси двигателя по отношению к редуктору. Длина подкосов должна соответствовать размерам, указанным на чертеже.

5. Произвести замер несоосности двигателя с редуктором, которая определяется непараллельностью фланцев сферической крышки двигателя и муфты свободного хода редуктора.

Непараллельность замеряется на расстоянии 3... 4 мм от внешней кромки фланцев приспособлением 8АТ-9102-540 (или 8АТприкладываемым к комплекту бортового инструмента вертолета. Перед замером необходимо убедиться в чистоте указанных фланцев. Замер производится по схеме, представленной на рис. 79. Разность 03 - ст! в вертикальной плоскости должна быть в пределах О... О Д 5 мм, а 02- 04 в горизонтальной плоскости - в пределах 0,3... 0,6 мм, чт О-.,

–  –  –

Необходимо выдерживать 0301 и а2104, т. е. носок двигателя необходимо приподнять и сместить влево по.полету от продольной оси привода редуктора.

При этом сумма по вертикали 01 + 03 должна равняться сумме по горизонтали 02 + а4. Неравенство сумм не должно превышать мм. (*?$Ю&Г} В случае, если разность при замерах не будет ^соответствовать О...0,15 мм в вертикальной плоскости и 0,3... 0,6 ММ^Б горизонтальной плоскости, необходимо отрегулировать несоосность изменением длины подкосов крепления двигателя на вертолете.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. КАТЕГОРИЧЕСКИ ЗАПРЕЩАЕТСЯ

производить регулирование при подсоединенном четвертом подкосе (боковой длинный со стороны противопожарной перегородки, см. рис. 6), так как это может вызвать деформацию корпусадвигателя.

6. Подсоединить к коллекторам противопожарной системы двигателя трубопроводы от вертолетной системы пожаротушения.

7. Подключить электропровода к стартер-генератору ГС:18.

8. Подключить штепсельные разъемы установленных датчиков^ (см. разд. 12.2 п. 5) к электроколлектору и подключить главный штепсельный разъем. Законтрить все штепсельные разъемы.

9. Подсоединить трубопроводы дренажной системы и вывести их в дренажный бачок, установленный на вертолете.

10. Подсоединить и вывести трубопроводы суфлирования за\ борт вертолета (на срез выхлопного патрубка).

При этом иметь в виду, что на одном из двух диаметрально", расположенных и закрытых заглушками фланцев корпуса III опоры под заглушкой имеется жиклер (диафрагма) для регулирования стравлйвания воздуха из опоры. На правом двигателе жиклери поверх него вертолетная трубка, идущая на срез выхлопного»

патрубка, устанавливаются справа, а левый фланец, закрыт заглушкой, на левом двигателе - наоборот.

При снятии двигателя с вертолета необходимо сохранить жиклер на своем"месте, закрыв его после снятия трубки заглушкой.

11. Подсоединить тягу управления двигателем.

12. Подсоединить тягу стоп-крана.

П р и м е ч а н и е. Регулирование тяг управления двигателем и стоп-краном:

должно обеспечивать ход рычагов на насосе-регуляторе НР-40 е таким расчетом, чтобы при нахождении рычагов управления двигателя на упоре в кабине пилотов рычаги на насосе НР-40 не доходили бы до упоров МГ и СТОП на 0,5...1,0 мм.

13. Подсоединить компенсационные провода к клеммной колодке К-82 согласно обозначениям на крышке колодки. Отрегулировать общее сопротивление цепи термопар и компенсационного провода (непосредственно у клемм ИТГ-1Т и УРТ-27), оно должнобыть (7,5±0,1) Ом.

14. Подсоединить шланги обдува стартер-генератора.

15. Подсоединить трубопровод подвода топлива к двигателю.

16. Подсоединить трубопровод отвода масла из двигателя в-радиатор.

17. Подсоединить трубопровод подвода масла из маслобака & двигатель.

18. Подсоединить трубку к фланцу отбора воздуха"для нужд вертолета.

19. Подсоединить воздухозаборник двигателя.

2.3. Стр. ^й& глава XII, подраздел 3 «Установка двигателя на вертолет» п. 20 дополнить примечанием следующего содержания:

«Примечание. Детали обдува термокомпенсатора (см. ст"р.

167) использовать с двигателя, ранее стоявшего на данном вертолете. Перед установкой данных деталей осмотреть их н а отсутствие повреждений». У 1 ~ й.сЗ «Подсоединить провода высокого напряжения к свечам зажигания, ранее стоявшие на предыдущем двигателе. Перед подсоединением осмотреть их состояние. Трещины и сколы на керамических изоляторах не допускаются. На оплетках шлангов допускается обрыв 5 проволочек, не более 1 проволоки в пряди. На гайках допускается прорыв одного контровочного отверстия.

Проверить сопротивление изоляции высоковольтных проводов мегометром с пробивным напряжением 500 В. Величина сопротивления изоляции должна быть не менее 10 МОм».#$

20. Подсоединить трубопроводы обдува термокомпенсатора и~

Обогрева воздухозаборника агрегата КА-40. (У$Я36 -БВ-?2

21. Подсоединить трубку для подвода р2 левого двигателя к

Агрегату СО-40 правого двигателя.

22. Подсоединить трубку для подвода Р2 правого двигателя к агрегату СО-40 левого двигателя.

2 Подсоединить провода высокого напряжения к свечам зажигания.

П р и м е ч а н и я: 1. При установке двигателя на вертолет, оборудованный ПЗУ, необходимо руководствоваться требованиями приложения 11.

2. При установке двигателя на вертолет, оборудованный трубопроводами системы СО-40 измененной конфигурации (с суфлирующими отверстиями), необходимо руководствоваться требованиями приложения 12.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При установке (снятии) двигателя на вертолет необходимо принять меры, исключающие возможность попадания посторонних предметов во внутренние полости двигателя. ЗАПРЕЩАЕТСЯ класть детали (болты, гайки, шайбы и др.), а также инструмент в полости рессоры, сферической втулки и корпуса главного привода.

2. В случае снятия двигателя из-за наличия стружки в маслосистеме перед установкой нового двигателя необходимо тщательно промыть все маслопроводы, маслобак и заменить радиатор.

12.4. УСТАНОВКА РЕДУКТОРА НА ВЕРТОЛЕТ

Подъем редуктора осуществляется за рым, наворачиваемый на вал несущего винта (рым должен быть завернут на всю длину резьбы).

Перед установкой редуктора на вертолет произвести наружную расконсервацию редуктора, как указано в разд. 13.5 п. 3.

Установка редуктора на вертолет, агрегатов на редуктор и подсоединение коммуникаций масляной системы производятся согласно инструкции по эксплуатации вертолета.

При установке на редуктор вертолетных агрегатов НШ-39М, АК-50Т1 (АК-50Т), СГО-ЗОУ их хвостовики смазать смазкой НК-50.

После установки редуктора на вертолет должна быть произведена проверка и, при необходимости, регулировка несоосности двигателей с редуктором, как указано в разд. 12.3.

12.5. ПЕРВЫЙ ЗАПУСК ВНОВЬ УСТАНОВЛЕННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Перед первым запуском вновь установленного двигателя необходимо произвести внутреннюю расконсервацию двигателя (см.

разд. 13.5 ттггЗ). После расконсервации возможно наличие остатков масла в топливной системе двигателя, вследствие чего первый "запуск может быть затруднительным.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При первом ложном запуске во время расконсервации двигателя проследить за давлением масла в двигателе, которое при частоте вращения турбокомпрессора^ 26% должно быть не менее 1 кгс/см2. При меньшем давлении масла или его отсутствии двигатель выключить и выполнить работы, указанные в разд. 8.1 (несправность 21).

При неудавшемся запуске сделать холодную прокрутку (продувку) двигателя, а затем повторить запуск.

Цель первого запуска вновь установленного двигателя:

проверить работу приборов, контролирующих параметры -двигателя;

проверить герметичность топливных и масляных магистралей;

проверить работу агрегатов двигателя;

проверить работу-двигателей на Всех режимах и его приемистость;

проверить управление двигателем от единого управления ШАГ - ГАЗ и синхронность работы двух двигателей на рабочих режимах.

Запуск и опробование двигателя производить, как указано в гл. 5.

П р и м е ч а н и я: 1.

Первоначальную заправку масла в «сухой» двигатель и «сухой» редуктор производить в два этапа:

заправить масло в бак двигателя до верхней риски на масломерной линейке (10 л), заправить редуктор маслом до верхней риски на масломерном стекле (32л);

запустить двигатель и дать ему проработать на малом газе 4...5 мин для заполнения маслосистемы двигателя и редуктора (радиаторы, трубопроводы), после остановки двигателя долить масло в маслобак и редуктор до верхних рисок на масломерной линейке и масломерном стекле.

2. При необходимости разрешается подрегулировать тяги управления двигателями, при этом зазор на упоре минимальной частоты вращения агрегата НР-40 должен быть не менее 0,5 мм.

Проверить срабатывание клапанов противообледенения, установленных на двигателях, как указано в разд. 7.1 п. 7.

12.6. СНЯТИЕ ДВИГАТЕЛЯ С ВЕРТОЛЕТА Двигатели, снятые с вертолета, независимо от причины снятия должны быть законсервированы.

До снятия двигателя с вертолета произвести только внутреннюю консервацию, а внешнюю (наружную) консервацию производить после установки двигателя на подставку.

П р и м е ч а н и е. Двигатели, снятые из-за заклинивания ротора, внутренней консервации не подвергаются, но агрегаты топливной системы должны быть сняты с двигателя, законсервированы и установлены на свои места.

Внутреннюю и наружную консервации двигателя производить, как указано в гл. 13.

При снятии двигателя с вертолета после отсоединения от коммуникаций подсоединить траверсу подъемного устройства к подвескам двигателя (см. рис. 76) и отрегулировать положение тро-.

са подъемника так, чтобы подъем двигателя происходил при горизонтальном его положении (см. разд. 12.3 п. 1).

Натянуть трос и отсоединить узлы крепления двигателя. Сначала отсоединить передние узлы крепления к вертолету, а затем, отсоединив сферическую крышку 4 (см. ряс. 78) от корпуса главного привода 2, отсоединить задний узел. После отсоединения узлов крепления двигатель необходимо подать вперед и вывести из зацепления с редуктором рессору / двигателя.

Перед установкой двигателя на подставку упаковочного ящика необходимо:

отсоединить сферическую втулку 3 от редуктора;

подсоединить к сферической втулке транспортировочный фланец 6 (см. рис. 77);

подсоединить сферическую крышку вместе с транспортировочным фланцем к корпусу главного привода двигателя;

Закрепить двигатель на подставке ящика.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Снятый с вертолета двигатель должен быть укомплектован деталями узла сферической опоры, ^своими агрегатами, узлами и деталями. Все отверстия, фланцы и штуцера снятого двигателя должны быть закрыты защитными крышками или специальными заглушками, промытыми перед установкой.

12.7. СНЯТИЕ РЕДУКТОРА С ВЕРТОЛЕТА Перед снятием редуктора необходимо произвести его внутреннюю консервацию. Снятие редуктора с вертолета производится после отсоединения его от двигателей и коммуникаций согласно инструкции по эксплуатации вертолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. При снятии редуктора учитывать, что двигатели "должны быть смещены вперед для расцепления рессоры двигателя с приводами главного редуктора не менее чем на 40 мм.

2. Снимаемый редуктор должен быть полностью укомплектован своими агрегатами, узлами и деталями, а "все отверстия, фланцы и штуцера должны быть закрыты защитными крышками или заглушками, промытыми перед установкой. К. снимаемому редуктору должна быть приложена рессора привода воздушного компрессора АК-50Т1 (АК-50Т).

Фильтр-сигнализатор ФСС-1 к снимаемому редуктору не прикладывается, и его ремонт производится одновременно с ремонтом вертолета.

ГЛГ ЛЛ&-М, ЦК*1-*, Сшеуу. ^ "^р л^пГ?*" ~\ ^

К О Н С Е Р В А Ц И Я, Х Р А Н Е Н И Е И РАСКОНСЕРВАЦИЯ

ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

13.1. МАСЛА И СМАЗКИ, П Р И М Е Н Я Е М Ы Е

ДЛЯ КОНСЕРВАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

При консервации двигателя и главного редуктора применяются следующие масла и смазки:

для внутренней консервации топливной и гидравлической систем двигателя (включая агрегаты) применяется масло МК-8 (ГОСТ 6457-66). Разрешается применять трансформаторное масло марки ТК (ГОСТ 982-80);

для консервации масляной системы двигателя и главного редуктора применяется синтетическое масло Б-ЗВ (по ТУ;381тг?пс;- 75.) с тапт-шг^гттог: "-гт-ттто щш 100" С ш. иш. П 1.Сг;

для наружной консервации двигателя, его агрегатов и..главното редуктора могут применяться смазка К-17 (ГОСТ 10877-76) и смазка ПВК (ГОСТ 19537-83).

П р и м е ч а н и я: 1. При консервации топливной и гидравлической систем двигателя масло должно быть подогрето до 60...80° С.

2. Для понижения вязкости смазку ПВК перед консервацией рекомендуется подогреть до 60...80° С. Смазку К-17 наносить без подогрева.

3. Регенерированные и отработанные масла и смазки для консервации не

Применять.

13.2. КОНСЕРВАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Общие указания Консервация является основной мерой предупреждения коррозии деталей двигателя и редуктора и.обеспечивает их сохранность при хранении и транспортировке.

В зависимости от срока хранения двигатель и редуктор должны подвергаться полной или частичной консервации. Полная консервация действительна до шести месяцев, частичная - до 20 сут.

Полная консервация двигателя включает в себя: консервацию масляной системы; консервацию топливной и гидравлической;систем; наружную консервацию двигателя. Частичная консервация двигателя заключается в консервации только топливной и гидравлической систем.

Полная консервация редуктора включает в себя внутреннюю;и наружную консервацию. Частичная консервация редуктора включает в себя только внутреннюю консервацию.

При консервации.двигателя и редуктора следует руководствоваться следующими указаниями.

1. В интервалах между запусками двигателя топливная.и гидравлическая системы должны^ быть всегда заполнены топливом.

В подразделе «Общие указания», стр. 2О9, текст. «Примечания» изложить в новой редакции: «При отправке вертолета, законсервированного по технологии изготовителя морским путем в контейнере, с установленными двигате/шми и редуктором, необходимо герметично закрыть заглушками суфлер двигателя и редуктора, суфлер маслобака, трубки суфлирования II и III опор двигателя, дренажный бачок вертолета, воздухозаборник и выхлопные патрубки. Срок консервации - це более бмес.; У * ~ Наличие в системе воздушных пробок может привести к оголению и коррозии плунжерных пар топливных насосов.

В случае слива топлива из топливных баков вертолета или снятия агрегатов топливной и гидравлической систем двигателя на время более 24 ч необходимо перед сливом топлива или снятием агрегатов произвести частичную консервацию двигателя.

2. При хранении двигателя и редуктора на вертолете при заправленных топливных и масляных системах специальная консервация двигателя и редуктора не требуется, если время стоянки вертолета не превышает 20 сут. В дальнейшем через каждые 20 сут. хранения необходимо произвести запуск, прогрев двигателя и проработать в течение 3... 5 мин на номинальном режиме.

Во время работы двигателя.проверить срабатывание клапанов противообледенения, как указано в разд. 7.1 п. 7.

3. При хранении двигателя и редуктора на вертолете более 20 сут., при отсутствии возможности производить запуск, а также в, случаях снятия их с вертолета для отправки на предприятие-изготовитель необходимо произвести полную консервацию двигателя и редуктора.

^ П р и м е ч а н и е. При отправке вертолета с установленными двигателями и редуктором морским путем в страны а. тропическим климатом, упакованного по «второму способу» инструкции ВИАМ Ле 859-64, устанавливается срок консервации двигателей и редуктора один годХПри упаковке необходимо герметично закрыть заглушками суфлер двигателя и^редуктора, суфлер маслобака, трубки суфлирования II и III опор двигателя, дренажный бачок вертолета, воздухозаборники и выхлопные патрубки, о^ш^. У-О -Дл^О " Разрешается производить консервацию на вертолете одного двигателя при снятом по каким-либо причинам втором двигателе.

В случае снятия с вертолета незаконсервированного двигателя и при невозможности произвести ложный запуск для консервации топливной системы необходимо снять агрегаты топливной системы и законсервировать их не позднее чем через 24 ч после снятия (см. разд. 13.3).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить консервацию двигателя и редуктора во время дождя или снегопада (без навеса или ангара).

Консервация масляной системы двигателя

1. Слить отработанное масло из маслобака и маслосистемы вертолета согласно инструкции по эксплуатации вертолета. Сли1 масло из дшггателя-черсз крап слп-ва, расположенный п его псрсдне!Нчжгта (см. рис. 3 поз. 4),-к коробки приводов, отвернув пробку для слива масла (с правой стороны по полету).

2. Залить в маслобак свежее масло.

3. Промыть маслофильтр.

4. Запустить двигатель и дать ему проработать 3... 5 мин на режиме малого газа.

П р и м е ч а н и е. Если двигатель имеет наработку менее 5 ч, консервацию масляной системы не производить.

14 зак. 292 209 Консервация топливной и гидравлической систем двигателя Для внутренней консервации производится заполнение топливных агрегатов и агрегатов гидросистемы двигателя консервирующим маслом.

Внутренняя консервация топливной и гидравлической систем двигателя производится в следующем порядке.

1. Снять заглушку со штуцера консервации, расположенного на трубопроводе подвода топлива к блоку фильтров вертолета, и дать стечь топливу из топливной системы двигателя.

П р и м е ч а н и е. При консервации топливной и гидравлической систем пожарные краны вертолета должны быть закрыты.

2. Подготовить установку УКД-1 (чертеж 29909-00) для консервации с емкостью бака не менее 5 л, заполнить бак маслом МК-8 или трансформаторным. Консервирующее масло должно быть подогрето до 60... 80° С.

3. Подсоединить шланг установки к штуцеру консервации.

4. Закольцевать трубку подвода топлива и трубку.слива на агрегате РО-40 (см. рис. 64 "поз. 5, 3) специальным шлангом, который имеется в комплекте бортового инструмента.

5. Включить мотор консервирующей установки и создать давление 0,8... 1,0 кгс/см2.

6. Поочередно стравить воздух и слить керосин до появления чистой струи масла из агрегатов.НР-40, КА-40, ПН-40Р, ИМ-40, РО-40, СО-40 при помощи специального приспособления 7909.1020 (рис. 80), имеющегося в комплекте бортового инструмента.

Приспособление поочередно устанавливать на штуцера стравливания воздуха перечисленных выше агрегатов. Нажатием на шток приспособления открывать"шариковый клапан очередного агрегата и фиксировать шток в этом положении.

–  –  –

7. Стравить давление консервирующей установки. ^

8. Снять специальный шланг и поставить заглушки на штуцера.

9. Для консервации второго контура топливных форсунок необходимо закольцевать вышеуказанным шлангом штуцера на агрегате НР-40, предназначенные для замера давления топлива в первом и втором контурах топливных форсунок (см. рис. 61 поз..

10. Отсоединить,.низковольтный провод от агрегата зажигания.

11. Перед ложным запуском перевести вручную рычаги обоих гидромеханизмов поворота лопаток ВНА и НА первой, второй и третьей ступеней компрессора из положения «-30°» в положение «О». Перевод обоих гидромеханизмов должен быть осуществлен синхронно (разница углов поворота рычагов не более 5°).

12. Включить мотор консервирующей установки и создать давление 0,9... 1,0 кгс/см2. Открыть стоп-кран двигателя.

13... Произвести три ложных запуска двигателя с перекладкой гидромеханизмов. За время каждого ложного запуска 2... 4 раза включить противообледенительный клапан.

При наличии масла в выхлопном патрубке допускаются два последних ложных запуска производить с закрытым стоп-краном.

14. Подсоединить низковольтный провод к агрегату зажигания, снять приспособление для стравливания воздуха и шланг консервации второго контура топливных форсунок.

15. Отсоединить шланг установки от штуцера консервации и поставить заглушку на штуцер.

Наружная консервация двигателя Наружная консервация производится при полной консервации двигателя. Наружную консервацию двигателя производить при температуре окружающей среды не ниже 10° С или в помещениях с температурой 10° С и выше. Наружная консервация производится после того, как двигатель прогреется до температуры окружающей среды (но не ниже 10° С).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае проведения наружной консервации при температуре наружного воздуха ниже 10° С срок консервации устанавливается один месяц.

Перед нанесением смазки наружные поверхности двигателя протереть салфеткой, смоченной в бензине, а затем сухой салфеткой.. ... "- "...

Наружная консервация двигателя производится,:посредством нанесения кистью смазки на наружные неокрашенные части двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Не допускать попадания, смазок на штепсельные разъемы и металлические шланги электрооборудования двигателя, а также на воздушные жиклеры -.агрегата НР-40ВА. "

2. Переднюю и среднюю части корпусов компрессора и двигателя, изготовленные из титанового сплава, не консервировать.,

–  –  –

4. Заправить масляную систему редуктора свежим маслом Б 8В. гЖилллшЛ "АлЛЮъл* А /А^^г^гг-^«А?о

5. Произвести запуск одного из двух двигателей и дать ему проработать на режиме малого газа в течение 4... 5 мин.

6. Слить консервирующее масло из главного редуктора.

7. Заглушить открытые места трубопроводов и поставить заглушки на привода снятых агрегатов. Заглушить суфлер.

Наружная консервация главного редуктора Наружную консервацию главного редуктора производить при температуре окружающей среды не ниже 10° С или в помещении с температурой 10° С и выше.

Наружную консервацию производить после того, как редуктор прогреется до температуры окружающей среды.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если наружная консервация производится при температуре ниже 10° С, срок консервации устанавливается один месяц.

Перед консервацией наружные поверхности редуктора протереть чистой салфеткой, смоченной в бензине, а затем сухой салфеткой.

Наружные поверхности и детали редуктора, не защищенные лакокрасочными покрытиями, консервировать. одной из смазок, указанных в разд. 13.1.

Вал несущего винта и суфлер после нанесения смазки обернуть двумя слоями парафинированной бумаги и обвязать шпагатом.

13.3. КОНСЕРВАЦИЯ ГИДРОАГРЕГАТОВ И АГРЕГАТОВ

ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ В УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ

В СОСТАВЕ ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ СНЯТЫХ С ДВИГАТЕЛЯ

Срок хранения агрегатов топливорегулирующей аппаратуры, законсервированных в составе двигателя согласно требованиям подразделов «Консервация топливной и гидравлической систем двигателя» и «Наружная консервация агрегатов», не более 12 месяцев.

Агрегаты, снятые с двигателя и предназначенные для хранения более 24 ч, необходимо законсервировать. Срок консервации при этом устанавливается не более трех месяцев.

Консервация агрегатов, снятых с двигателя, включает в себя внутреннюю и наружную консервацию.

Внутренняя консервация агрегатов

3. Для внутренней консервации агрегатов НР-40, ПН-40Р необходимо:

слить оставшееся топливо из открытых штуцеров;

снять топливный входной фильтр, промыть его бензином, просушить и установить на место;

с помощью масленки для заливки масла (из комплекта наземного оборудования вертолета) влить консервирующее масло во входной штуцер агрегата, одновременно проворачивая (на 10...

15.оборотов) валик агрегата НР-40 против часовой стрелки, а агрегата ПН-40Р - по часовой стрелке, смотря со стороны привода.

2. Для внутренней консервации агрегатов РО-40, КА-40, ИМ-40 и СО-40 необходимо слить оставшееся топливо и залить во все штуцера (отсоединенных магистралей) консервирующее масло. В воздушные полости агрегата СО-40 масло не заливать.

3. Для внутренней консервации рабочих форсунок и форсунок пусковых воспламенителей необходимо промыть их каналы бензином или керосином под давлением 2... 3 кгс/см2, а затем прокачать до выхода масла из сопла форсунки. При этом используется установка для консервации топливной и гидравлической систем..

4. Для внутренней консервации блока дренажных клапанов и клапана постоянного давления пускового топлива необходимо:

слить оставшееся топливо;

залить в открытые штуцера консервирующее масло.

П р и м е ч а н и е. После внутренней консервации на штуцера агрегатов установить технологические заглушки.

Наружная консервация агрегатов Законсервировать наружные поверхности, не имеющие лакокрасочных покрытий, и обернуть агрегат парафинированной бумагой.

П р и м е ч а н и е. При консервации стартер-генератора ГС-18 смазать консервирующей"смазкой рессору и фланец крепления агрегата.

13.4. Х Р А Н Е Н И Е ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Хранение двигателя и главного редуктора, установленных на вертолет При хранении частично законсервированного двигателя или редуктора на вертолете до 20 суток необходимо"через каждые 5...

7 суток производить осмотр наружных поверхностей двигателя или редуктора.

При наличии отпотевших элементов поверхности двигателя или редуктора протереть их салфеткой, не допуская появления коррозии в местах, не имеющих защитных покрытий. Места, пораженные коррозией, зачистить мелкой шкуркой, смоченной в масле, отполировать пастой ГОИ и промыть чистым бензином. Зачищенные участки покрыть консервационной смазкой.,.

В случае неблагоприятных метеорологических условий (выпадение осадков) сроки наружного осмотра могут быть сдвинуты до появления условий для такого осмотра. ", Хранение двигателя 8 редуктора.» ящике Двигатели и редукторы, снятые с вертолета «ли поступившие для эксплуатации, должны храниться в ящиках (как в складских помещениях, так и на площадках для хранения двигателей "% редукторов).

Требования, предъявляемые к площадкам для хранения двигателей и редукторов

1. Площадки для хранения двигателей и редукторов должны быть оборудованы на сухих, чистых, незатапливаемых водой участках, очищенных от растительности, а также должны иметь дренажные устройства и специальные подставки для предохранения" двигателей и редукторов от попадания воды и обеспечения вентиляции нижней части ящика;

Высота подставок устанавливается в зависимости от климатических и почвенных условий, но не менее 300 мм.

2. Ящик с двигателями и редукторами устанавливать так, чтобы.была обеспечена возможность свободного доступа к.ним для проведения осмотров.. ..

3. Навес над площадками для хранения двигателей и редукторов может быть любой конструкции, и из.любого материала.

Его конструкция должна обеспечивать защиту ящиков от прямого воздействия солнечных лучей и сток воды в дренажные канавы.1

4. Расстояние между установленными на хранение ящиками и навесом должно быть не менее 500 мм., Контроль и уход за двигателями и редукторами, поступившими для эксплуатации

1. Осмотр ящиков в процессе хранения и контроль за состоянием цвета силикагеля-индикатора осуществлять 1 раз в 3 месяца.

При полном порозовении силикагеля-индикатора вызвать представителя предприятия, производившего консервацию, для принятия решения.

-. :

Смену силикагеля и ремонт чехла в случае его повреждения производить в помещении в соответствии с указаниями действующих инструкций.

Температура в помещении должна быть не ниже 10° С.

2. Двигатели и редукторы, завезенные с улицы в помещение;, должны быть выдержаны в упаковке:

хранившиеся при температуре от 0 до -10° С - 8 ч;

хранившиеся при температуре от -10° С до -20° С - 24 ч;

хранившиеся при температуре от -20° С до -30° С - 30 ч;

хранившиеся при температуре от -30° С и ниже - 36 ч.

Половину времени выдерживать в таре, остальное время в ящике со снятой крышкой в чехле.

3. Площадки для хранения двигателей и редукторов и дренажные устройства содержать в чистоте.

4. При таянии снега удалить снег с ящиков и вокруг них.

Контроль и уход за двигателями и редукторами, снятыми с вертолета:. Двигатели и редукторы, снятые с вертолета, законсервированные и упакованные в ящик.в незагерметизированном чехле и без силикагеля, могут храниться до шести месяцев.

13,5. РАСКОНСЕРВАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА

Наружная расконсервация двигателя Наружная расконсервация двигателя производится с целью удаления консервирующей смазки с поверхности двигателя. Смазку удалить кистью, смоченной в бензине. При удалении смазки не допускать попадания бензина на дюритовые соединения, детали и провода электрооборудования, подшипники гидромеханизмов, а также на фторопластовые втулки цапф поворотных лопаток ВНА и НА первой, второй и третьей ступеней компрессора.

Для облегчения удаления загустевшей смазки перед расконсервацией рекомендуется подогреть двигатель теплым воздухом с.температурой 70... 80° С.

Внутренняя расконсервация двигателя Внутренняя расконсервация двигателя производится после установки его на вертолет. Ее цель "удалить консервирующее масло из агрегатов и трубопроводов топливной системы, а также заполнить их топливом, заменить консервирующее масло в масляных полостях двигателя свежим маслом.

Для внутренней расконсервации необходимо:

1-. Запоавить маслобак двигателя свежим маслом Б-ЗВ (см.

пяогт 1^.0), иш и14-&ЧУ(?*ъ^ &з //^адддэ прчм&п&с* "Г1" рас.д. 19^ ио*г яя-вмп/Уез&Р-ДЭ"Г)!Ао&иъч****-** ** цл.

2. Приспособлением 7909.1020 (см. рис. 80), находящимся комплекте бортового инструмента двигателя, стравить воздух и масло из агрегатов НР-40, КА-40, ПН40Р, РО-40, СО-40 и ИМ-40.

стр. °1б п.° Вылетать подкачивавши насос вертолетной топливной! системы и стравить воздутс и масло д® по вленмь спйошко!» @трум топлива и полного отсутотви в струе пузырьжов воздуха".

Приспособление поочередно подсоединять к стравливающим клапанам этих агрегатов. Нажатием на шток приспособления открыть шариковый клапан агрегата и зафиксировать шток в этом положении.

-^г Включить *подкачайщий насос вертолетной топливной системы и стравливать\воздух и масло до появления сплошной струи топлива (стоп-кран\аакрыт).

3. Отсоединить низковольтный провод от агрегата зажигания.

4. Произвести прокрутку ротора двигателя специальным ключом ручной прокрутки, имеющимся в комплекте бортового инструмента двигателя, и убедиться в отсутствии посторонних шумов.

5. Произвести ложный запуск двигателя с открытым/стоп-краном и проконтролировать:

частоту вращения ротора турбокомпрессора, которая должна быть не менее 26% (при раскрутке от аэродромного источника питания) ;

Давление масла и двигателе, которое должно быть не--ниже 1 кгс/см2;.. наличие посторонних шумов в двигателе;

наличие топлива, выдуваемого через выхлопную трубу.

6. Произвести холодную прокрутку (продувку) двигателя и проследить за вытеканием топлива через дренажные штуцера.

7. Подсоединить низковольтный провод к агрегату зажигания.

8. Долить масло в маслобак до отметки 10 л.

9. Произвести запуск и опробование двигателя.

Пр и м е ч а н и е. Регламентные работы после первой пробы вновь установленного двигателя производить, как указано в разд. 9.2.

Наружная расконсервация главного редуктора Наружная расконсервация редуктора производится с целью удаления консервирующей смазки с его поверхности.

Смазку удалить кистью, смоченной в бензине, после чего редуктор протереть сухой салфеткой. При низкой температуре окружающего воздуха необходимо для удаления загустевшей смазки подогреть редуктор теплым воздухом с температурой 70...

После наружной расконсервации осмотреть1 редуктор.

Убедиться в отсутствии забоин на шлицах и резьбе вала несущего винта.

Внутренняя расконсервация главного редуктора Внутренняя расконсервация редуктора производится после установки его на вертолет с целью замены консервирующего масла в масляных полостях редуктора свежим маслом.

Для внутренней 1 раскоисервации необходимо:

1. Слить остатки консервирующего масла (после консервации) из внутренней полости редуктора.

тора» на стр. 217 п. 2 изложить: «Залить в редуктор свежее масло Б-ЗВ или ЛЗ-240 в зависимости от того, какое масло применяете* на лертолете. 9 V 2.1. Стр. $^7, глава XIV «Упаковка и транспортировка доигателя», четвертый абзац дополнить текстом следующего содержания:

«К снятому двигателю не прикладывать, а использовать при установке на вертолет очередного двигателя следующие детали по техническому состоянию:

Экранирующие шланги с высоковольтными проводами к запалььым свечам 7989.4680, 7989.4690 или 7989.4430, 7989.4440, - детали обдува термокомпенсатора агрегата КА-40:

7984.0082 - накладка на верхний фланец патрубка воздухопроводов термокомпенсатора;

7984.0310 - трубка передняя воздухопроводов термокомпенсатора для подвода воздуха в термокомйенсатор агрегата КА-40;

7984.0290 - трубка задняя воздухопроводов термокомпенсатора для отвода воздуха в воздухозаборник;

1430А-56-6 - штуцер поворотный для подвода воздуха на обогрев термокомпенсатора агрегата КА-40;

1442А-56-6 - штуцер проходной для подвода воздуха на обогрев термокомпенсатора агрегата КА-40;

1450А-56-3 - гайка глухая для крепления штуцера поворотного». Б*ы* ^-ЛЗо

2. Залить в редуктор свежее масло Б-ЗВ,Д5

3. Запустить двигатели, прогреть редуктор и дать ему ботать на режиме малого газа в течение 4... 5 мин.

4. После остановки двигателей, проверить уровень масла в редукторе, при необходимости долить масло (см. разд. 4.5).

5. Запустить двигатели и произвести опробование редуктора на всех режимах (см. гл. 5).

П р и м е ч а н и е. Регламентные работы после первой пробы вновь установленного редуктора см. в разд. 9.9.

–  –  –

14.1. УПАКОВКА ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА Упаковка двигателя Двигатель, снятый с вертолета и прошедший полную консервадию, упаковывается в ящик.

Двигатель закрепить на подставке основания ящика боковыми цапфами и при помощи транспортировочного фланца сзади (см.

рис. 77). После наружной консервации двигатель обернуть бумагой, обвязать шпагатом и закрыть полиэтиленовым чехлом (без сварки шва).

Укомплектовать двигатель техническоой документацией, агрегатами, указанными в формуляре, и принадлежащими двигателю узлами и деталями.

Обязательно проверить наличие экранирующего шланга (левый и правый) к запальным свечам (2 шт.) и транспортировочных заглушек. ^?/^,^/"" Закрыть ящик крышкой, закрепить болтами и опломбировать.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ, 1. Перед транспортировкой двигатель, снятый с вертолета, ЗАПРЕЩАЕТСЯ разукомплектовывать, за исключением отдельных случаев с разрешения предприятия-изготовителя двигателя или АРП.

2. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить упаковку двигателя вне ангара или навеса во время дождя или снегопада.

Размеры упаковочного ящика двигателя, мм:

длина „.......- 3110 (морская упаковка 3310) ширина........ 1370 (морская упаковка 1610) высота........ 1260 (морская 5"паковка 1395) Масса упаковочного ящика с двигателем приблизительно 1000 кг (в морской упаковке 1300 кг).

Упаковка редуктора Редуктор, снятый с вертолета и прошедший консервацию, устанавливается и закрепляется на основании упаковочного"ящика.

Проверить наличие рессоры привода воздушного компрессора, которая должна быть смазана, обернута бумагой и прикреплена к редуктору..

После наружной консервации редуктор обернуть бумагой, обвязать шпагатом и закрыть полиэтиленовым чехлом (без сварки шва). Закрыть ящик крышкой, крышку закрепить болтами и опломбировать.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Перед транспортировкой редуктор, снятый с вертолета, КАТЕГОРИЧЕСКИ ЗАПРЕЩАЕТСЯ разукомплектовывать.

2. ЗАПРЕЩАЕТСЯ производить упаковку редуктора вне ангара Или не под навесом во время дождя или снегопада.

Размеры упаковочного ящика редуктора, мм:

длина........ 1520 (морская упаковка 1730) ширина,....... 1290 (морская упаковка 1610) высота..... ». . 2200 (морская упаковка 2325)

14.2. ТРАНСПОРТИРОВКА ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА Погрузка, транспортировка и разгрузка производятся согласно инструкции и. технической документации транспортных организаций. ..

Двигатель и редуктор, упакованные в ящик, разрешается транспортировать автомобильным, железнодорожным, водным и воздушным транспортом.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. Автомобильным транспортом разрешается транспортировать со скоростью до 40 км/ч по шоссе с асфальтовым или бетонным покрытием и до 20 км/ч по булыжным и грунтовым дорогам.

2. Морским транспортом разрешается транспортировать только в трюмах кораблей.

3. Воздушным транспортом разрешается транспортировать на высоте до 10 км в негерметичных кабинах при закрытых люках.

При транспортировке воздушным транспортом вместо упаковки в ящик разрешается упакованный в чехлы двигатель устанавливать на" специальной подставке. Габаритные размеры двигателя на подставке: длина 2880 мм, ширина 1050 мм, высота 1210 мм.

Масса двигателя на подставке приблизительно 600 кг.

При перевозке воздушным транспортом вместо упаковки в ящик разрешается упакованный в чехол редуктор устанавливать на специальной подставке. Масса упакованного редуктора 950 кг, габаритные размеры: длина 1980 мм, "ширина 1160 мм, высота 1500 мм. "" ПРИЛОЖЕНИЯ

1. СПЕЦИФИКАЦИЯ БОРТОВОГО ИНСТРУМЕНТА

ДЛЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ И РЕДУКТОРА

Для обслуживания двигателя ТВ2-117А и редуктора в процессе эксплуатации применяется следующий инструмент и приспособления, входящие в бортовой чемодан (рис. 81), прикладываемый к двигателям четных номеров..:

–  –  –

2. ОДИНОЧНЫЙ КОМПЛЕКТ ЗАПАСНЫХ ЧАСТЕЙ ДВИГАТЕЛЯ

Одиночный комплект запасных частей используется при проведении регламентных работ или при замене агрегатов двигателя, вышедших из строя во время эксплуатации.

Одиночный комплект прикладывается к каждому двигателю.

Он упакован в пакет, который прикреплен к двигателю лентой.

Количество деталей (узлов) указано для двигателей, имеющих ресурс 1500 ч. Количество некоторых деталей (узлов) с увеличением ресурса может быть изменено.

–  –  –

К каждому двигателю прикладывается также по одному комплекту запасных частей к следующим агрегатам: стартеру-генератору ГС-18МО, синхронизатору мощности СО-40, регулятору частоты вращения РО-40М, плунжерному насосу ПН-40Р, командному агрегату КА-40, исполнительному механизму ограничителя ИМ-40, насосу-регулятору НР-40ВА.

3. ОДИНОЧНЫЙ КОМПЛЕКТ ЗАПАСНЫХ ЧАСТЕЙ РЕДУКТОРА

Одиночный комплект запасных частей используется при проведении регламентных работ или при замене агрегатов на редукторе, вышедших из строя во время эксплуатации.

Одиночный комплект прикладывается к каждому редуктору.

Он упакован в пакет, который прикреплен к редуктору лентой.

Количество деталей (узлов) указано для редукторов, имеющих ресурс 1500-ч. С увеличением ресурса количество некоторых деталей (узлов) может быть изменено.

–  –  –

6. ИЗМЕРЕНИЕ ИЗНОСА РАБОЧИХ ЛОПАТОК ПЕРВОЙ СТУПЕНИ

РОТОРА КОМПРЕССОРА ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-П7А,

УСТАНОВЛЕННЫХ НА ВЕРТОЛЕТЕ

Измерение, износа передней кромки рабочих лопаток первой ступени ротора компрессора в сечениях, расположенных в 3 мм от торцев лопаток, производится индикаторным прибором ИП-ЛЛ (рис. 82), который состоит из индикатора часового типа 1, опоры Рис. 82. Схема настройки индикаторного прибора ИП-1Л по шаблону

А6084-30708:

I - индикатор часового типа; 2 - опора прибора; 3 - подвижная ножка прибора; 4 - неподвижная ножка прибора; 5 - шаблон А6084-30708; А, Б - стрелки 15* 227 прибора 2, подвижной ножки 3, неподвижной ножки 4 и укомплектован шаблоном 5.

1. Настроить прибор ИП-1Л по шаблону 5. Для этого установить прибор "относительно шаблона 5 таким образом, чтобы опора. 2 и нижняя поверхность подвижной ножки 3 касались одной, стороны, а неподвижная ножка 4 и цилиндрическая поверхность подвижной ножки 3 - другой стороны шаблона 5. При этом подвижная ножка 3 должна утопиться не менее чем на 5 мм. Индикатор. / настроить таким образом, чтобы деление «О» находилось напротив большой стрелки Б. Запомнить показание маленькой стрелки «Л» (а). Отвести шаблон от лрибора и повторно проверить настройку. Если настройка не изменилась, прибор годен к работе.

2. Перевести вручную рычаги обоих гидромеханизмов поворота лопаток компрессора из положения «30» в положение «О» по лимбу. Перемещать рычаги гидромеханизмов при помощи деревянной выколотки без ударов.

3. Установить в привод коробки приводов ключ для ручной прокрутки турбокомпрессора. При помощи ключа установить одну из лопаток первой ступени ротора компрессора в положение, удобное для проведения замера износа. При проведении замера придерживать ротор от проворачивания ключом.

4. Установить в воздухозаборник двигателя прибор ИП-1Л (рис. 83) так, чтобы опора 2 касалась внутренней стенки корпуса I опоры роторов 7, а нижняя поверхность подвижной ножки 3 касалась внутренней стенки переднего корпуса 8 компрессора дви

Ось д&игателя

Схема замера износа передней кромки лопаток первой ступени ротора компрессора:

/ - индикатор; 2 - опора прибора; 3 - подвижная ножка прибора; 4 - неподвижная ножка прибора; 5 - индикаторный прибор ИП-1Л; 6 - вертолетный.тоннель входа воздуха в двигатель; 7 - корпус I опоры роторов двигателя; 8 ~- передний корпус компрессора; 9 - лопатка первой ступени ротора компрессора; 10 - лопатка входного направляющего аппарата; А, Б - стрелки гателя в плоскости, проходящей через ось двигателя. Прибор переместить в сторону компрессора до касация неподвижной ножки 4 и цилиндрической поверхности подвижной ножки 3 передней кромки лопатки 9 первой ступени ротора компрессора. Подвижная ножка 3 будет касаться передней кромки на расстоянии 3 мм от торца лопатки 9.

6. Поворачивая ротор компрессора ключом ручной прокрутки, произвести замер износа передней кромки не менее чем у восьми лопаток, равномерно расположенных по окружности. ч При проворачивании ротора компрессора учитывать, что при повороте ключа ручной прокрутки на один оборот ротор компрессора"повернется также на один оборот.

7. Если износ лопаток близок к максимально допустимому значению, то необходимо произвести замер износа всех лопаток первой ступени.

8. Максимальный износ кромки лопатки первой ступени компрессора из числа проверенных записать в формуляр двигателя.

7. ИЗМЕРЕНИЕ ИЗНОСА ЛОПАТОК НАПРАВЛЯЮЩЕГО АППАРАТА

ШЕСТОЙ СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-И7А,

УСТАНОВЛЕННЫХ НА ВЕРТОЛЕТЕ

На двигателях ТВ2-117А с № С9241251 и прошедших ремонт после 10 апреля 1973 г. измеряется износ лопаток направляющего аппарата шестой ступени компрессора (рис. 84), для чего на указанных двигателях введен специальный смотровой лючок.

Замер износа производится механическим прибором ПМ-2 (рис. 85).

Порядок замера

1. Расконтрить и отвернуть ключом заглушку смотрового лючка, расположенного на левой стороне корпуса коробки перепуска воздуха из компрессора.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Принять меры, исключающие попадание посторонних предметов в отверстие смотрового лючка.

2. Нажать на шток 3 штанги 2 до утопания щупа 4 в прорези штанги, достать штангу 2 из стойки 1 прибора и вставить стойку -1 в отверстие смотрового лючка, совместив риску, расположенную против нуля на лимбе с риской на бобышке корпуса коробки перепуска воздуха из компрессора.

3. Нажать на шток 3 штанги 2 до полного утопания щупа 4 в прорези штанги 2 и вставить штангу в стойку 1. При этом указатель 6 должен быть направлен на отметку «О». Опустить шток 3.

Устранить зазор между мерительной ножной (щуп) 4 прибора ПМ-2.и внутренней поверхностью наружной обоймы НА шестой ступени, приподняв штангу 2 прибора до соприкосновения обоймы и ножки (см. рис. 84), не прикладывая при этом излишних усилий.

–  –  –

5. Вынуть прибор ПМ-2 из отверстия в корпусе коробки перепуска воздуха из компрессора, для чего нажать на шток 3 штанги 2, вынуть штангу 2 и стойку 1.

6. Завернуть заглушку с уплотнительным кольцом в отверстие корпуса коробки перепуска воздуха и законтрить ее проволокой.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для исключения образования трещин у бобышки по месту сварки из-за чрезмерных усилий затяжки заворачивать заглушку торцевым ключом 8 = 14 (19-824) до соприкосновения ее торца с торцем бобышки, не применяя больших усилий (герметичность обеспечивается резиновым уплотнительным кольцом), предварительно смазав резьбу заглушки графитовой;

смазкой НК.-50.

7. Износ лопаток НА записать в формуляр двигателя.

8. ИНСТРУКЦИЯ ПО ПРИМЕНЕНИЮ СЪЕМНИКА

ДЛЯ СНЯТИЯ ТРУБОК СУФЛИРОВАНИЯ И ТРУБОК

ПРЕПАРИРОВАНИЯ ПОЛОСТЕЙ II ОПОРЫ

НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-П7А ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ

РЕГЛАМЕНТНЫХ РАБОТ ЧЕРЕЗ КАЖДЫЕ (300+20) Ч РАБОТЫ

ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ

При выполнении регламентных работ, через каждые (300±

20) ч работы двигателя в полете съем. трубок суфлирования и трубок препарирования во избежание их повреждений производить съемником по. настоящей инструкции.

Съем трубки суфлирования производить с помощью переходника А6350-12274 и съемника А6350-12272.

Съем трубки препарирования производить с помощью переходников А6350-12263, А6350-12275 и. съемника. А6350-12272 в зависимости от конструкции трубки препарирования.

–  –  –

2. Выпрессовать трубку препарирования из посадочного места последовательными ударами груза в упор стержня съемника, для чего:

на трубку препарирования со штуцером (рис. 88, а) навернуть переходник 2 и ввернуть в переходник стержень съемника 1 с грузом;

в трубку препарирования с внутренней резьбой Мб (рис. 88,б) ввернуть стержень съемника 1 с грузом;

в трубку препарирования с гладким внутренним диаметром (рис. 89, в) вставить цанговый зажим 3, ввернуть в зажим оправку 4, в оправку ввернуть стержень съемника 1 с грузом.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Цанговый зажим необходимо заводить до упора во фланец трубки препарирования (до выхода буртиков цанги из полости трубки), оправку 4 заворачивать в зажим усилием от руки до упора. ЗАПРЕЩАЕТСЯ применять цанговый зажим для съема трубок препарирования со штуцером и внутренней резьбой.

3. После снятия трубки препарирования выполнить работы разд. 9.6.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проведении указанных работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов в двигатель.

Перечень приспособлений, необходимых для снятия трубок суфлирования и трубок препарирования

–  –  –

9. ИНСТРУКЦИЯ ПО ПРОВЕРКЕ ДАВЛЕНИЙ ВОЗДУХА В 15-Й

И 14-И ПОЛОСТЯХ II ОПОРЫ И РЕГУЛИРОВКЕ ПЕРЕПАДА

МЕЖДУ НИМИ НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-117А В ЭКСПЛУАТАЦИИ

Подготовительные работы

1. Ослабить хомуты крепления дюритов, соединяющих патрубки сброса воздуха с бортовыми трубками сброса, снять дюриты (выполняет эксплуатирующая организация).

2. Осмотреть внутренние стенки дюритов на предмет отсутствия вспучивания, вмятин и других механических повреждений, а также отсутствия закоксованности внутренних полостей бортовых трубок сброса воздуха из II опоры. При значительной закоксованности бортовые трубки сброса снять, прочистить от кокса, промыть бензином (керосином) до полного удаления продуктов коксования. В случае вспучивания или повреждения дюрита заменить его новым (выполняет эксплуатирующая организация).

3. Проверить шариком 0 12,7 мм проходное сечение бортовых трубок сброса. Шарик должен свободно прокатываться по всей длине трубки. Зафиксировать состояние трубок.

П р и м е ч а н и е. Для облегчения проверки проходного сечения трубок сброса разрешается производить проверку без демонтажа их с двигателя. Для этого необходимо ввести шарик во внутреннюю полость трубки со стороны дюрита и прокачать трубку воздухом от ручного насоса. Если проходное сечение трубки соответствует ТУ, шарик выкатится из трубки. Если проходные сечения указанных трубок менее 12,7 мм, вызвать представителяр предприятия - изготовителя вертолета для доработки их по бюллетеню Л ° 061705601 (617ДК).

4. Установить на место бортовые трубки сброса и соединительные дюриты (выполняет эксплуатирующая организация).

5. Перед постановкой приспособлений А6073-10095СБ и А6073СБ на двигатель продуть шланги воздухом от баллона ручного насоса.

6. Расконтрить, отвернуть накидные гайки трубки суфлирования 5 (рис. 89), снять трубку и жиклер 4 со штуцера трубки суфлирования 3.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До окончания работ на одном двигателе ЗАПРЕЩАЕТСЯ съем трубки суфлирования и жиклера с другого двигателя во избежание их перепутывания.

7. Расконтрить, отвернуть винты (по 3 шт.) крепления трубки суфлирования 3 и заглушки 2 воздушной полости. Снять трубку суфлирования и заглушку. При снятии трубки суфлирования 3 г „ использовать съемник А6350-12272 с переходником А6350-12274.

–  –  –

8. Установить вместо трубки суфлирования 3 трубку приспособления А6073-10095СБ с новыми. уплотнительными кольцами 2267А-8-2. Подсоединить снятую трубку 5, предварительно установив на штуцер трубки приспособления ранее снятый жиклер 4.

"- 9. Установить вместо заглушки 2 штуцер приспособления А6073-10096СБ.

П р и м е ч а н и я: 1. При необходимости разрешается демонтаж и монтаж топливных трубок,-препятствующих постановке приспособления.

2. При установке приспособлений заменить паронитовые прокладки 7931,0053 и 7922,0007 новыми, предварительно зачистив фланцы от ранее, стоящих прокладок.., ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов внутрь двигателя.

10. Шланги приспособлений А6073-10095СБ и А6073-10096СБ провести в кабину и приспособить их совместно с.мановакуумметрами для проведения замеров. При замере.давлений мановакуумметры должны находиться в вертикальном положении.

Проверка давлений в 15-й и 14-й полостях и регулировка перепада между ними

1. Запустить двигатель и прогреть его на режиме малого газа.

2. Вывести двигатель на крейсерский режим,и дать ему проработать до достижения температуры масла на выходе не менее 70° С. Вывести двигатель на взлетный режим и проверить приемистость. Вывести двигатель на номинальный режим и произвести замер, давлений в 15-й и 14-й полостях (при необходимости замер повторить).

4. Вывести двигатель на взлетный режим и произвести замер давлений в 14-й и 15-й полостях (при. необходимости замер повторить).

5. Перевести двигатель на режим малого газа, охладить и выключить.

АР = Р1п- РиПри соответствии Ар нормам ТУ для стендовых испытаний (0,05... 0,3 кгс/см2) двигатель подлежит дальнейшей эксплуатации.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае невозможности отрегулировать перепад давлений до норм ТУ для стендовых испытаний до^ пускается уменьшение или увеличение перепада в пределах 0...

0,4 кгс/-см2. При невозможности отрегулировать перепад до указанных значений вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателя решить с предприятием-изготовителем (АРП).

П р и м е ч а н и я. 1. При замере давлений в 14-й полости может быть получено разрежение. Давление в этом случае будет со знаком минус.

2. При замере давлений в полостях II опоры может произойти закупорка маслом капилляров приспособлений, поэтому в случае отсутствия показаний на манометрах или нестабильности показаний при проведении замеров необходимо продуть шланги приспособлений и продолжить замеры до получения стабильных показаний.

7. При несоответствии перепада давлений нормам ТУ для стендовых испытаний дальнейшую работу производить в следующем порядке.

Если перепад давлений Ар меньше 0,05 кгс/см2, произвести его регулировку установкой жиклера в 14-й полости с увеличенным диаметром проходного сечения.

Замену жиклера 4 производить последовательно, увеличивая каждый раз диаметр проходного сечения на 0,2 мм (не более).

После каждой замены замерять давления в 15-й и 14-й полостях и подсчитывать перепад/. Регулировку вести до получения перепада давлений в пределах норм, оговоренных в п. 6.

В. случае появления течи масла через центробежный суфлер уменьшить диаметр проходного сечения жиклера до прекращения течи и продолжить регулировку перепада давлений установкой шайбы-жиклера меньше диаметра проходного сечения под обоими боковыми патрубками сброса воздуха.

П р и м е ч а н и е. Шайба-жиклер изготовляется с диаметром проходного сечения 5, 10 и Г5 мм.

Если перепад давлений Ар больше 0,3 кгс/см2, произвести его регулировку установкой жиклера в 14-й полости с уменьшенным диаметром проходного сечения.

Замену жиклера вести последовательно, уменьшая каждый раз диаметр проходного сечения на 0,2 мм (не более). После каждой замены замерять давления в 15-й и 14-й полостях и подсчитывать перепад.

Регулировку вести до получения перепада давлений в пределах норм, оговоренных в п. 6.

В.случае появления течи масла из бортовых трубок сброса на срез выхлопного патрубка увеличить диаметр проходного сечения жиклера до прекращения течи.

8. В случае невозможности уменьшить перепад давлений до норм ТУ для стендовых испытаний (0,5...0,3 кгс/см2) произвести устанрвку дополнительного патрубка сброса воздуха из 15-й полости, для чего:

расконтрить, отвернуть накидные гайки верхних трубок 3 и 8 (рис. 90) топливных коллекторов, снять трубки;

снять трубку 4, идущую От. СО-40 к проходнику 3996А-8, расконтрив, отвернув накидные гайки и винты крепления.колодок 5, 6, 7. Снять колодка 2, 10 (колодки аннулируются).

Схема установки трубок:

1 - заглушка 7922.0039; 2, 5, 6, 7, 9, 10 - колодки и хомуты крепления трубопроводов; 3 - трубка 7901.3720;

4 - трубка 7901.4860 (7901.4130); 8 - трубка 7901.3660; 11 - трубка 7901.4160 П р и м е ч а н и е. На правом двигателе для удобства демонтажа трубки 4 использовать головку ключа 5=19 мм со спецрукояткой. 704455СВ и воротком;

расконтрить, отвернуть болты крепления левого 15 и правого / {рис. 91) патрубков сброса воздуха из 1-5-й полости. Снять патрубки, зачистить фланцы на двигателе от ранее стоявших прокладок;

произвести демонтаж с двигателя приспособлений А6073СБ для замера давления в 15-й полости;

установить штуцер 10 сброса воздуха вместо снятого штуцера приспособлений А6073-10096СБ, предварительно поставив под него новую прокладку 4. Под головки двух вновь устанавливаемых измененных винтов 11 и винта 13 (со шлицем под отвертку) подложить контровочные шайбы 12. Затянуть и законтрить винты;

Рис. 91. Схема установки дополнительного патрубка сброса воздуха из полостей № 15 II опоры (вид спереди):

1 - правый патрубок 7922.1280; 2 - болт 3008А-6-44-182АТ-2; 3 - шайба-жиклер 7922.0084;

4 - прокладка 7922.0007; 5 - регулировочная прокладка 7922.0302; 6 - прокладка 7922.0297;

7 -гайка 3315А-6; В - шайба 665ГО29 ГОСТ 6402-70; 9 - правая трубка 7902.3270;.10 - штуцер 7922.0301; 11 - винт 3008А-6-38; 12 - контровочная шайба 3464А-6; 13 - винт 65К56-1040; 14 - левая трубка 7902.3280; 15 - левый патрубок 7922.1290; 16 - заглушка 7922.0039; 17 - болт 3008А-6-48-182АТ-2 (левый и правый патрубки устанавливаются соответственно на левый и правый фланцы двигателя, смотря на двигатель сзади) собрать левый патрубок 15 с трубкой 14, подложив в разъем прокладку 6;

установить собранный узел патрубка на левый фланец диффузора. Навернуть накидную гайку трубки 14 на штуцер 10 от руки до упора. Подложить под фланец патрубка шайбу-жиклер 3 и по одной прокладке 4 с обеих сторон шайбы-жиклера. На наружный фланец патрубка поставить новую прокладку 4 и штуцер приспособления А6073-10096СБ. Вставить вновь введенные удлиненные болты 17 в отверстия патрубка и убедиться, что они свободно заворачиваются в отверстия фланца-диффузора. В случае, если болты не входят в отверстия фланца диффузора, добиться совмещения отверстий патрубка и фланца диффузора, подложив в разъем патрубка 15 и трубки 14 подобранную регулировочную прокладку 5 и по одной прокладке 6 с обеих ее сторон.

П р и м е ч а н и е. Регулировочные прокладки 5 изготавливаются толщиной 0,5, 1 и 1,5 мм. Винты и гайки затянуть окончательно и законтрить;

собрать патрубок 1 с трубкой 9 и установить на правый фланец двигателя по аналогии сборки и установки левого патрубка.с трубкой;

установить трубки 3 и § (см. рис. 90) в пор.ядке, обратном снятию;

установить взамен снятой трубки 4 (7901.4130) новую трубку, 7901.4860. Под головки болтов крепления колодок подложить новые контровочные шайбы 9К53-1570. Для крепления трубок 7901.

4160.и 7901.4860 поставить вновь введенный хомут 9 (6Щ79-7064).

Затянуть и законтрить накидные гайки и болты;

П р и м е ч а н и е. На двигателях до № С9Ш010 при монтаже дополнительного (третьего) патрубка сброса воздуха из 15-й полости II опоры при необходимости заменить трубки 7901.4140 (7901.4230), 7901.4150 (7901.4240) на трубку 7901.4730 (топливный коллектор пусковых форсунок) и трубку 7901.4740 (соединяющую клапан постоянного давления с трубкой 7901.4730) комплектно 1С пусковыми воспламенителями 7934.1800 (левый) и 7934.1900 (правый). Снятые Ои. с двигателя детали подлежат возврату на завод-изготовитель.

ёшЯЗ&Ч ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проведении работ соблюдать меры предосторожности, исключающие попадание посторонних предметов внутрь двигателя;

повторить пп. 1... 6. В случае, если после установки дополнительного патрубка сброса воздуха перепад давлений будет менее 0,05 кгс/см2, произвести работы согласно п. 7..

9. Демонтировать приспособления А6073-10095СБ и А6073СБ, поставить заглушки и подобранный жиклер 4 (см.

рис. 89) в порядке, обратном снятию. Под заглушки при необходимости поставить новые паронитовые прокладки. Произвести монтаж снятых трубопроводов в порядке, обратном снятию, крепежные детали затянуть и законтрить.

П р и м е ч а н и е. При наличии закоксованности трубки 3 прочистить трубки суфлирования и препарирования шабером А6404-0270 согласно. бюллетеню № 079902182 (С79-152Э).

10. Работу по проверке перепада давлений между 15-й и 14-й полостями II опоры на двигателях выполняют специалисты эксплуатирующих и ремонтирующих вертолеты организаций, имеющие допуск к выполнению этих работ.

11. О проделанной работе произвести запись в формуляре двигателя с указанием фактического перепада давлений.

Перечень приспособлений, необходимых при проверке и регулировке перепада давлений

–  –  –

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Обдувка сжатым воздухом после промывки керосином ЗАПРЕЩАЕТСЯ, так как при обдувке деталей из титановых сплавов может возникнуть искра.

4. Смазать каждый шарнирный подшипник рычагов поворотных лопаток компрессора х при помощи шприца 3...5 каплями-мае-.

да МК-8, пазы скоб полуколец, сухарики и сферы рычагов гидромеханизмов покрыть смазкой ПВК. Во время смазки и после производить перекладку рычагов гидромеханизмов.

5. После устранения тугого хода механизма поворота лопаток необходимо запустить и раздельно опробовать оба двигателя (при одном работающем двигателе). Зафиксировать птк, пв на всех режимах и убедиться в их соответствии нормам ТУ.

6. Проверить и при необходимости отрегулировать углы поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора.

7. В случае неустранения тугого хода механизма поворота после выполнения работ по пп. 1.. 4 снять гидромеханизмы и проверить перекладку лопаток ВНА и НА первых трех ступеней компрессора, перемещая полукольца от руки. Если при этом перекладка поворотных лопаток компрессора производится без больших усилий, заменить гидромеханизмы.

Недораскрытие направляющих аппаратов компрессора на рабочих режимах может быть вызвано засорением топливных фильтров гидромеханизмов вследствие эксплуатации двигателя на загрязненном топливе.

При этом частота вращения пт!? будет завышенной, а частота вращения пв заниженной, т..е. двигатель не выходит на повышенные режимы.

При необходимости промывку топливных фильтров гидромеханизмов произвести в следующем порядке:

промыть гидромеханизмы в местах расположения топливных фильтров с помощью волосяной кисти, смоченной в бензине (рис. 48, поз. 10, 11, 12, 13}; " расконтрить, ослабить накидные гайки крепления трубопроводов к поворотным штуцерам 12 и расконтрить головки топливных фильтров 10 и 11. Удалить остатки контровочной проволоки из всех контровочных отверстий и мест расположения топливных фильтров;

накидным ключом 5=12 мм вывернуть топливные фильтры 10 и 11-тлз корпусов 13, удерживая открытым ключом 5=17 мм корпусы фильтров 13 от возможного выворачивания. Перед снятием фильтров необходимо пометить их головки рисками согласно их расположению на гидромеханизмах;

промыть фильтры гидромеханизмов бензином с помощью волосяной кисти и продуть сжатым воздухом;

установить фильтры гидромеханизма в их посадочные места согласно меткам, предварительно убедившись в целости алюминиевых и резиновых ушютнительных колец. В случае нарушения целости - заменить кольца новыми;

дальнейший монтаж вести в последовательности, обратной снятию; " проверить и при необходимости отрегулировать углы поворота лопаток компрессора.

П р и м е ч а н и я: 1. Работы по пп. 1...5 выполняет.эксплуатирующая организация.

2. Работы с п. 6 выполняет представитель предприятия - изготовителя двигателя или АРП или специалист эксплуатирующей организации, имеющий допуск к выполнению этих работ.

16 Зак. 292 " "

11. ЗАМЕНА НА ДВИГАТЕЛЯХ ТВ2-117А ТРУБОПРОВОДА 7904.0120 НА ТРУБОПРОВОД 7904.0590 Для обеспечения работы ПЗУ вертолета Ми-8 на новых двигателях ТВ2-117А с № С96301245 и отремонтированных на предприятии-изготовителе с 3 сентября 1977 г. устанавливаются трубопроводы 7904.0590 подвода воздуха к противообледенительному клапану с дополнительным фланцем отвода воздуха на зжекцию ПЗУ (рис. 93, поз. 2).

Рис. 93. Трубопровод 7904.0590:

1; П - проволока 0,8 ТС-12Х18Н9Т; 2 - трубопровод 7904.0590; 3 - прокладка 7904.0103; 4 - заглушка 7904.0104; 5 - винт 3152А-5-10-182АТ; 6 - специальная гайка" 7904.0098; 7 - уплотнительное кольцо 2267А-23; 8 - уплотнительное кольцо ЗЗМ51-38-27.2 (1; 1,5; 2; 2,5); 9 - накладка 7904.0007; 10 - винт 3152А-6-14; ;; - болт 3008А-6-40-182АТ; 12 - винт 3147А-6-16;

13 - прокладка 7931.0041; 14 - замок 3464А-6; 15 - замок 9КБЗ-1570; 16 - шайба 3406А-0.5-6-12 На ранее выпущенных двигателях при установке их на вертолет, оборудованный ПЗУ, необходимо трубопровод 7904.0120 заменить на трубопровод 7904.0590 согласно приведенной ниже инструкции.

Снятые трубопроводы 7904.0120 подлежат утилизации на месте.

П р и м е ч а н и е. Двигатели ТВ2-117А с трубопроводом 7904.0590 могут устанавливаться на вертолеты, не оборудованные ПЗУ, при условии установки на фланец отбора воздуха на эжекцию ПЗУ заглушки 7904.0104 (4}.

Инструкция по замене трубопровода 7904.0120 на трубопровод 7904.0590 при установке двигателей ТВ2-117А на вертолеты, оборудованные ПЗУ

–  –  –

Ключ 5=10,То же

2. Расконтрить и вывернуть болты 3008А-6-40-182АТ (2 шт.) с шайбами плоскогубцы, чеА-0,5-6-12 и винт 3147А-6-16 канка, молоток крепления трубопровода 7904.0120 к корпусу камеры сгорания (см.

рис. 93) Ключ 5=10, моРасконтрить замки 9К53-1570 (2 шт.), вывернуть винты 3152А-6-14 лоток, чеканка (2 шт.), снять накладку 7904.0007

4. Снять трубопровод 7904.0120, прокладку 7931.0041 и ушютнительное кольцо 331М51-38-27,2 (может находиться внутри переходника противообледенительного клапана)

5. Осмотреть вновь устанавливаемые детали на предмет отсутствия повреждений Примечание. Трубопроводы 7904.0590 поставляются с заглушенным фланцем отбора воздуха на эжектор ПЗУ. Снятые с фланца детали (прокладка 7904.0103", заглушка 7904.0104, винты 3152А-5-10-182АТ - 4 шт.) могут быть использованы при снятии доработанного под ПЗУ двигателя в резерв на хранение или при установке его на вертолет без ПЗУ

6. Смазать уплотнительные кольца Жир технический 2267А-23 (2 шт.) жиром и надеть без перекручивания в канавки трубопровода 7904.0590 Жир технический Из одиночного

7. Поставить в переходник протиКлюч 704115 вообледенительного клапана уплотни- комплекта двигателя тельное кольцо ЗЗМ51-38-27,2, смазать жиром резьбу, торец и внутренний диаметр гайки 7904.0098 и ввернуть ее в противообледенительный клапан до упора, затянуть предварительно

8. Поставить трубопровод 7904. Плоскогубцы Из комплекта борв гайку 7904/0098, ввернутую в тового инструмента противообледенительный клапан. двигателя Проверить предварительно соосность Ключ 704115 Из одиночного фланца трубопровода с фланцем какомплекта двигателя меры сгорания, ввернув в отверстия фланца трубопровода и фланца камеры сгорания от руки два"болта 3008А-6-40-182АТ. Проверить отсутствие выступания из-под гайки уплотнительного кольца 2267А-23. При выступании кольца из-под гайки не обходимо отвернуть гайку и заменить

–  –  –

0,8-ТС-12Х18Н9Т Проволока По потребГОСТ 18143-72) ности

12. ЗАМЕНА ПОДВЕСКИ 7931.0720 НА ПОДВЕСКУ 7931.0870

С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ШТУЦЕРОМ ПРИ УСТАНОВКЕ ДВИГАТЕЛЕЙ

ТВ2-П7А НА ВЕРТОЛЕТЫ, ОБОРУДОВАННЫЕ ТРУБОПРОВОДАМИ

СИСТЕМЫ СО-40 ИЗМЕНЕННОЙ КОНФИГУРАЦИИ

1. Для устранения возможности образования конденсата воды в трубопроводах системы СО-40 и, как следствие, закупорки при отрицательной температуре льдом вертолеты Ми-8 оборудуются трубопроводами измененной конфигурации с суфлирующими отверстиями (согласно бюллетеню № М823-ДК предприятия -изготовителя вертолетов Ми-8). Соответственно на двигателях ТВ2А, новых с № С97401117 и отремонтированных на предприятии-изготовителе после 1 ноября 1977 г. (в АРП доработанных согласно ремонтному бюллетеню № 079801903), устанавливаетсяизмененная подвеска 7931.0870 жаровой трубы с дополнительным вторым штуцерО;М отбора воздуха для системы СО-40 вместо подвески 7931.0720 с одним штуцером (см. рис. 94).

Рис. 94. Агрегат СО-40 с трубопроводами измененной конфигурации:

/ - накидная гайка 60К58-3320; 2 - крышка 2845А-6; 3 - винт 63К56-1010; 4 - прокладка 7931.0045; 5 - подвеска со штуцерами 7931.0870; 6 - контровочная проволока 0.8ТС-12Х18Н9Т;

/ - трубопровод 7901.4850; 8 - агрегат. СО-40; 9 - свободный штуцер агрегата СО-40; К - место клеймения электрографом номера ступени (только в случае постановки ступенчатой подвески на ремонтных двигателях) На ранее выпущенных двигателях при установке их на вертолет, оборудованный трубопроводами СО-40 измененной конфигурации, необходимо подвеску 7931.0720 жаровой трубы заменить на подвеску 7931.0870 согласно приведенной ниже инструкции.

–  –  –

крышкой 2845А-6 и заглушить ими на агрегате СО-40 свободный штуцер отвода воздуха к соседнему двигателю, законтрив проволокой 0 0,8 ТС-12Х18Н9Т

8. При установке двигателя с под- Ключ 5=17, Из комплекта борвеской 7931.0870 на вертолет, обору- плоскогубцы тового инструмента дованный трубопроводами системы двигателя СО-40 старой (неизменной) конфигурации, дополнительный штуцер подвески заглушить гайкой 2845А-6 Перечень деталей, необходимых для выполнения работ по замене подвески 7931.0720 на подвеску 7931.0870

–  –  –

13. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОТЛИЧИЯ И ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ2-117А, НЕ ОБОРУДОВАННЫХ СЗТВ (С АГРЕГАТАМИ НР-40ВГ И РО-40ВР), ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ, ОБОРУДОВАННЫХ СЗТВ (С АГРЕГАТАМИ НР-40ВА И РО-40М) Конструктивные отличия Топливная система двигателей ТВ2-117А, не оборудованных

СЗТВ (с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР), имеет следующие отличия от топливной системы двигателей ТВ2-117А, оборудованных СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М):

на агрегате НР-40ВГ отсутствует жиклер 57 (см. рис. 15) и штуцер 128 отвода топлива высокого давления из пружинной полости клапана постоянного перепада давлений к аварийному золотнику агрегата РО-40М (см. рис. 16, штуцер Б);

агрегат РО-40ВР (рис. 95) по сравнению с агрегатом РО-4(Щ (см. рис. 16) имеет целый ряд конструктивных изменений, из коРис. 95. Регулятор частоты вращения РО-40ВР:

1 - рессора; 2 - уплотнитель; 3, 12 - пружины; 4 - датчик частоты вращения; 5 - шарикоподшипник;

6 - жиклер; 7 -клапан; 8 - рычаг; 9 - грузик; 10 - игла; 11 - втулка; 13 - опора; 14 - регулировочный винт; 15 - клапан для стравливания воздуха; В - штуцер подвода топлива от НР-40ВГ торых главным является отсутствие на агрегате РО-40ВР узла аварийноДренам го золотника 17.

Принципиальные отличия топливной системы двигателей без СЗТВ от двигателей с СЗТВ показаны на рис. 96.

Особенности эксплуатации В связи с тем, что на двигателях ТВ2-117А, оборудованных, агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР, отсутствует система защиты турбины винта (СЗТВ) от неуправляемой раскрутки, проверка и регулирование частоты вращения срабатывания СЗТВ согласно разд. 11.8 не производятся.

Особенности выполнения регламентных работ на агрегатах НР-40ВГ разных выпусков На агрегатах НР-40ВГ более раннего выпуска на корпусе редуктора 1 (рис. 97, а) узла воздушного фильтра автомата запуска имеется пробка 3 с уплотнительным кольцом 4, которую при выполнении 100-часовых регламентных работ перед промывкой корпуса редуктора необходимо вывернуть.

На агрегатах НР-40ВГ последнего выпуска редуктор 2 (рис.

97,6) выполнен в виде поворотного штуцера без пробки.

Особенности регулировок агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР Параметры работы агрегатов НР-40ВГ ничем не отличаются от параметров работы агрегатов НР-40ВА, и поэтому при регулировках агрегатов НР-40ВГ необходимо руководствоваться требованиями разд. 11.

Регулировка частоты вращения несущего винта на агрегате РО-40ВР (см. рис. 95) производится винтом 14, при заворачивании которого на один оборот частота вращения несущего винта увеличивается на 3%.

Особенности замены агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР Замена агрегатов НР-40ВГ и РО-40ВР производится в порядке, приведенном в разд. 10.2 и "10.3 соответственно, но с учетом того, что в топливной системе с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР отсутствуют трубопроводы 46 и 62 (см. рис. 46) подвода топлива высокого давления от агрегата НР-40ВА к аварийному золотнику агрегата РО-40М.

–  –  –

Рис. 96. Изменение схемы топливной системы двигателя:

а - к а н а л подвода топлива из-за -качающего узла агрегата НР-40ВА к золотнику агрегата РО-40М- б -канал подвода топлива от пружинной полости клапана КПП агрегата НР-40ВА к золотнику агрегата РО-40М: В - жиклер (вновь введенный); Г - штуцер отвода топлива высокого давления из пружинной полости КПП к аварийному золотнику агрегата РО-40М Схема топливных коммуникаций двигателя ТВ2-117А с агрегатами НР-40ВГ и РО-40ВР (без СЗТВ) приведена на рис. 98.

Разрешается устанавливать агрегат НР-40ВА вместо агрегата НР-40ВГ. В этом случае на штуцер 61 (см. рис. 46) необходимо установить глухую заглушку.

Рис. 97. Воздушный фильтр агрегата НР-40ВГ после внесения изменений (а, б) I, 2 - измененные корпуса воздушного редуктора агрегата НР-40ВГ; 3 - пробка; 4 -уплотнительное кольцо Разрешается устанавливать агрегат РО-40М вместо агрегата РО-40ВР. В этом случае на штуцера 64 и 65 аварийного золотника необходимо установить глухие заглушки.

ЗАПРЕЩАЕТСЯ устанавливать агрегаты НР-40ВГ и РО-40ВР на двигатели, оборудованные СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М).

П р и м е ч а н и е. Двигатели, оборудованные СЗТВ (с агрегатами НР-40ВА и РО-40М), выпускаются и ремонтируются предприятием - изготовителем двигателей ТВ2-117А и АРП с ЭО марта 1977 г.

В остальном конструкция, эксплуатация и техническое обслуживание двигателей ТВ2-117А, оборудованных и не оборудованных системой защиты турбины винта от раскрутки, ничем не отличаются друг от друга.

14. ПРОДОЛЬНЫЙ РАЗРЕЗ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (РИС. 99)

15. ПРОДОЛЬНЫЙ РАЗРЕЗ РЕДУКТОРА ВР-8А (РИС. 100) ИД-100 Дренаж из гидронасоса и командно- -«=- го агрегата

–  –  –

ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ

А В И А Ц И О Н Н Ы Й ТУРБОВАЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ТВ2-117А И РЕДУКТОР ВР-8А Редактор В. Н. Махова Художественный редактор В. В. Лебедев.

Технический редактор О. В. Куперман, Н. М. Харитонова Корректор Л. Я. Шабашова Сдано в набор 13. 01. 87. Подписано в печать 29.09.87. Т10937. Формат бОхЭО"Ае.

Белгородский государственный технологический университет им. В. Г. Шухова Научно-техническая библиотека Научно-библиографический отдел Архитектура и дизайн Библиографический список в помощь учебному процессу Белгород 1. Аракелян, Р. Г. Пространственно-планировочные принципы формирования жилой среды в условиях реконструкц...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АРХИТЕКТУРНО-СТРОИТЕЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Утверждаю Проректор по учебной работе _ И.Э.Вильданов “ ” _ 201г. РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ Б1.В.ДВ.12.2. “ Местные стр...»

«IV. ПРОБЛЕМЫ ЭКОНОМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТОМ УДК 658.014 МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМООТНОШЕНИЙ ХОЗЯЙСТВУЮЩИХ СУБЪЕКТОВ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ ОРГАНИЗАЦИОННОЙ СЕТИ С РАЗДЕЛЕННЫМИ ИНТЕРЕСАМИ Громов И.Д., Сай В.М. ФГБОУ ВПО "Уральский государственный университет путей сообщения" (УрГУПС), 620034, г. Екатеринбург, ул. Колмогорова, д...» Базовое транспортное средство. Полностью оригинальный легковой автомобиль из серии выпущенных данным производителем, не подвергшийся никаким изме...» энергии трехфазный статический РиМ 789.01 Подп. и дата Паспорт ВНКЛ.411152.024-01ПС Инв. № дубл. Взам. инв.№ Подп. и дата Новосибирск...» на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук Москва – 2012 Работа выполнена на кафедре квантовой электроники физического факультета Московского...» ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ ВОЛГОГРАДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ КАМЫШИНСКИЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (ФИЛИАЛ) ВОЛГОГРАДСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО ТЕХНИЧЕСКОГО УНИВЕРСИ...» являются одной из наиболее важных проблем в педиатрии,...»

2017 www.сайт - «Бесплатная электронная библиотека - электронные материалы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам , мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.

F/A-18E/F Super Hornet Палубный истребитель-бомбардировщик

F/A-18 "Хорнит", созданный во второй половине 1970-х гг. на базе экспериментального истребителя наземного базирования "Нортроп" YF-18 (основного соперника самолета "Дженерал Дайнэмикс" YF-16 в конкурсе, объявленном ВВС США на прототип легкого истребителя четвертого поколения), с самого начала предназначался для решения как чисто "истребительных", так и ударных задач. В 1980-е гг. он, вместе с тяжелым истребителем-перехватчиком F-14 "Томкэт", практически полностью заменил на палубах американских авианосцев многоцелевые самолеты F-4 "Фантом" II. Однако если в роли перехватчиков ПВО и истребителей завоевания превосходства в воздухе "Томкэт" и "Хорнит" практически полностью перекрывали "нишу" "Фантома", обеспечивая достаточно эффективную противовоздушную и противоракетную оборону американских авиационных групп и соединений, то ударные возможности F/A-18 по показателю "боевая нагрузка/дальность" несколько уступали соответствующему параметру более тяжелого F-4. Как следствие, в аналитических центрах ВМС и на фирме Макдоннелл-Дуглас начались исследования возможностей дальнейшего совершенствования "Томкэта", акцентированные, в первую очередь, на повышении ударного потенциала авиационного комплекса.

15 июля 1987 г министр обороны США направил командованию военно-морского флота директиву с требованием начать работы по глубокой модернизации основного палубного истребителя - F/A-18.

Исследования путей модернизации F/A-18 проводились управлением перспективных исследований министерства обороны DARPA совместно с ВМС и фирмой Макдоннелл-Дуглас (эта программа получила обозначение "Хорнит"2000), а также DARPA в рамках параллельной программы "Супер Хорнит". Последняя предусматривала анализ таких экзотических новаций, как система управления вектором тяги двигателей, цельноповоротное близкорасположенное к крылу переднее горизонтальное оперение, дополнительные цельноповоротные управляющие поверхности под задней кромкой крыла и "прыжковое" шасси (т.е. шасси, сообщающее самолету при взлете дополнительный вертикальный импульс).

В 1991 г. программа модернизации самолета F/A-18 вышла из стадии предварительных исследований. К этому времени ВМС США уже отказались от продолжения работ над малозаметным палубным штурмовиком-бомбардировщиком "МакдоннеллДуглас/Боинг" А-12 "Авенджер", а перспективы создания палубного варианта истребителя NATF ("оморяченный" F-22) становились все более эфемерными. В конце 1991 г. МО США приняло решение о начале в 1992 г. эскизного проектирования самолета F/A-18E/F , вскоре получившего имя "Cупер Хорнит". Новый самолет должен был отличаться от своего предшественника - F/A-18C/D крылом с увеличенной на 25% площадью и на 25 мм большей строительной высотой в корневой части. Кроме того, вносились изменения в конструкцию воздухозаборника, в состав БРЭО и вооружение. Для самолета предполагалось создать новую модификацию двигателя с тягой, увеличенной до 10000 кгс.

Предполагалось увеличить массу боевой нагрузки, расширить ее номенклатуру, на 38% увеличить радиус действия самолета по наземным целям, сделать истребитель при взлете и посадке менее зависимым от скорости и курса корабля, а также силы ветра.

За счет принятия мер по снижению радиолокационной заметности минимальную ЭПР самолета в курсовой плоскости намечалось уменьшить до 1,19 м2 (т.е. в несколько раз меньше по сравнению с истребителем F/A-18C). В то же время маневренность "Cупер Хорнита" получалась не лучшей, чем у истребителя F/A-18C/D; максимально допустимый угол атаки, как и на самолете F/A-18C, ограничивался величиной 30-35 град.

7 декабря 1992 г. был подписан контракт стоимостью 3715 млн.долл. на полномасштабную разработку и постройку самолета F/A-18E/F, предусматривающий проведение НИОКР в течение 7,5 лет, а также изготовление пяти опытных одноместных истребителей F/A-18E и двух двухместных учебно-боевых F/A-18E. В том же году с фирмой Дженерал Электрик МО заключило контракт стоимостью 757 млн.долл. на полномасштабную разработку ТРДДФ F414 для нового самолета.

Торжественная выкатка опытного истребителя состоялась 18 сентября 1995 г. на заводе в г.Cент-Луис, а первый полет "Cупер Хорнита" состоялся 29 ноября 1995 г. Выпуск всей опытной серии из семи самолетов был завершен к концу 1996 г.

Cерийный выпуск F/A-18E/F начался на авиазаводе в Cент-Луисе. В 1997-м финансовом году было заказано 12 самолетов (восемь F-18E и четыре F-18F), в 1998 ф.г. - восемь F-18E и 12 F-18E, в 1999 ф.г - 14 F-18E и 16 F-18F. В 2000-2004 гг. предполагается закупить 284 самолета, а общий объем закупок "Cупер Хорнитов" для ВМC CША и Корпуса морской пехоты должен составить от 548 до 785 машин. Cтоимость одного серийного истребителя, предназначенного для американского флота, составляет 42 млн. долл., а при поставках на экспорт - 51,2 млн.долл.

Первый серийный самолет F/A-18E/F был поставлен строевой эскадрилье ВМC CША в ноябре 1999 г В соответствии с существующими планами, многоцелевой истребитель F/A-18E/F вместе со своим предшественником F/A-18C/D с начала десятилетия до 2010 г будут являться фактически единственными боевыми самолетами на палубах американских авианосцев. Двухместный истребитель F/A-18F со второй половины текущего десятилетия придет на смену истребителю-перехватчику F-14 "Томкэт", выполняющему задачи ПВО авианосного соединения, палубному самолету РЭБ ЕА-6В, а также будет выполнять роль самолета управления и наведения. Одноместный F/A-18E будет решать задачи истребителя завоевания господства в воздухе и палубного штурмовика (ранее возлагавшиеся на А-6Е). Кроме того, рассматривается возможность использования многоцелевого истребителя "Cупер Хорнит" в качестве самолета для нанесения высокоточных ударов и самолета-заправщика.

Первым из экспортеров F/A-18F может стать Малайзия: в 2005 г. эта страна намерена приобрести 16 многофункциональных истребителей с увеличенной дальностью (на малайзийском рынке конкурентами "Cупер Хорниту" выступают российские машины Су-30МК и МиГ-29М2). Еще одним потенциальным покупателем самолета является Австралия, которая в рамках программы Project Air 6000 рассматривает варианты замены бомбардировщиков F-111С и F-111G, а также истребителей F/А-18A/В.

Cледует признать, что истребитель F/A-18E/F обладает достаточно высоким экспортным потенциалом. Он способен составить конкуренцию таким машинам, как Су-30МК, Су-35, МиГ-29М(М2), МиГ-29К, F-16C/D Block 60, а также EF2000 и "Рафаль". Его ближайший российский аналог - МиГ-29К - имеет соизмеримые возможности системы управления вооружением (CУВ), лучшие скоростные, высотные и маневренные характеристики, однако несколько уступает американскому сопернику по параметру "боевая нагрузка/дальность". В то же время российская машина более компактна (что особенно важно при размещении истребителей на авианосцах небольшого тоннажа).

В настоящее время ВМC CША изучается комплекс мер по дальнейшему совершенствованию истребителя F/A-18E/F, направленный на повышение его конкурентоспособности на внешнем рынке. В частности, предполагается уменьшение сигнатуры БРЛС, увеличение возможностей по нанесению высокоточных ударов по наземным целям, внедрение конформных топливных баков, а также реализация мероприятий по уменьшению стоимости серийного самолета.

Cтоимость одного истребителя F/A-18E в экспортной конфигурации должна быть уменьшена с 57-59 до 42 млн.долл. Рассматриваются пути дальнейшего снижения стоимости серийных машин еще на 7-10 млн. долл. При этом суммарный боевой потенциал модернизированного истребителя должен быть не меньше потенциала таких самолетов, как "Еврофайтер" EF2000 "Тайфун", JAS 39 "Грипен" и "Дассо" "Рафаль", а также российских истребителей МиГ-29CМТ и Су-27СМ, появление которых на международном авиационном рынке ожидается к середине текущего десятилетия.

Фирмой Рейтеон для истребителя "Cупер Хорнит" создается новая БРЛС AN/APG-79 с активной антенной фазированной решеткой (АФАР). Cтанция должна обладать способностью обнаруживать цели класса "истребитель" на дальности до 150-165 км (что почти вдвое превышает дальность действия БРЛC AN/APG-73). Предполагается, что новый радар будет готов к передаче в серийное производство в 2006 г. (этой станцией намечено оснастить 262 самолета F/A-18E/F, которые планируется заказать с 2006 ф.г.). Для снижения радиолокационной заметности антенна БРЛC будет установлена под углом к вертикальной плоскости (с плоской антенной решеткой, ориентированной вверх).

Мощная БРЛC с АФАР обеспечивает возможность применения в составе вооружения самолета F/A-18E/F перспективных ракет "воздух-воздух" увеличенной и большой дальности, обеспечивающих опережающее поражение истребителей противника.

В августе 1995 г. фирма Макдоннелл-Дуглас предложила в инициативном порядке создать на базе истребителя "Cупер Хорнит" самолет РЭБ F/A-18C2W, предназначенный для замены после 2008 г самолета EA-6B "Праулер", а также выполнения задач своеобразного летающего КП, осуществляющего управление действиями других самолетов. При этом изменения конструкции исходного истребителя предполагалось свести к минимуму: на концах крыла вместо УР "Сайдуиндер" намечалось разместить

контейнеры с аппаратурой радиоэлектронной разведки, другое оборудование РЭБ планировалось расположить в контейнерах на подкрыльевых узлах подвески. За кабиной экипажа предполагалось установить приемник спутниковой навигационной системы. Общая потребность ВМC и ВВC CША в самолетах данного типа оценивалась в 150 единиц.

F/A-18C2W лег в основу проекта EA-18G "Гроулер", предложенного фирмой Боинг (которая стала "владельцем" программы F/A-18 после поглощения последней фирмы Макдоннелл-Дуглас) в 2001 г. и предназначенного для ведения РЭБ, управления действиями боевых БПЛА (типа UCAW и UCAV-N), ведения разведки, а также решения других "высокоинтеллектуальных" задач.

В рамках программы AMLCD с 1998 г ведутся работы по созданию для перспективных модификаций двухместного самолета F/A-18F нового информационно-управляющего поля задней кабины, которое будет включать два цветных дисплея форматом 10х8 дюймов (250х200 мм). Модернизированное приборное оборудование в задней кабине самолета "Гроулер" позволит экипажу из двух человек решать задачи, аналогичные задачам четырехместного самолета ЕА-6В.

Создание самолета-заправщика на базе истребителя F/A-18E/F при передаче на удалении 610 км 2900 кг топлива обеспечит увеличение боевого радиуса действия "Cупер-Хорнита" до 1600 км, а дальности поражения целей посредством оперативно-тактической КР SLAM-ER - до 1850 км. После решения задачи по дозаправке в воздухе самолет-заправщик может быть привлечен к воздушному патрулированию в целях обеспечения ПВО авианосца.

В целях повышения летных характеристик "Cупер Хорнита" ВМС США поощряют усилия двигателестроительных фирм CША по исследованию альтернативных вариантов двигателя F414-400, установленного на этом самолете. При этом рассматриваются как полностью новые типы силовых установок, так и модернизированные варианты ТРДДФ F414 с увеличенной тягой. В то же время официально флот не финансирует эти работы. Однако в случае, если правительство CША решит прекратить или замедлить реализацию программы многофункционального истребителя "Локхид Мартин" F-35C, потребуются закупки дополнительных партий самолетов F/A-18E/F (помимо 548 машин, закупка которых предусмотрена ныне существующими планами), а также выделение средств на дальнейшее совершенствование этого самолета.

Фирма "Пратт Уитни" рассматривает возможность переоснащения истребителя "Cупер Хорнит" двигателем PW7000. Первоначально этот ТРДД разрабатывался в рамках прекращенной в начале 1990-х гг. программы малозаметного палубного штурмовика пятого поколения АХ (А-12). В дальнейшем двигатель безуспешно предлагался (в качестве альтернативного варианта) для оснащения самолетов "Дассо" "Мираж"2000 (Франция), "Кореан Эрспейс/Локхид Мартин" Т/А-50 (Южная Корея) и "Сааб/ВАЕ Системс" JAS 39 "Грипен" (Швеция/Англия).

PW7000 создан на базе "коммерческого" двигателя PW6000. В его конструкции предполагается использовать и ряд элементов (в частности, вентилятор, турбину низкого давления) ТРДДФ F135, предназначенного для оснащения истребителя F-35.

ТРДДФ PW7000 имеет габариты, практически аналогичные габаритам двигателя F414-GE-400, однако обладает на 25% большей тягой (т.е. величина максимальной бесфорсажной тяги должна достигать 12500 кгс). По утверждению представителей фирмы Пратт Уитни, самолет F/A-18E/F с новыми двигателями должен обладать на 31% большей дальностью полета и на 27% лучшими разгонными характеристиками.

Фирма Дженерал Электрик также исследует возможности глубокой модернизации ТРДДФ F414. Ранее критики программы F/A-18E/F утверждали, что самолет этого типа уступает по скоростным характеристикам более легкому истребителю F/A-18C/D, а ТРДДФ F414-GE-400, якобы, не имеет перспектив по наращиванию тяги. Однако фирма заявляет, что тяга двигателя в процессе модернизации может увеличиться на 15-20% (т.е. достигнуть величины 11500-12000 кгс) или, при сохранении существующих параметров тяги, возможно дальнейшее улучшение ресурсных характеристик ТРДДФ (что позволит существенно снизить эксплуатационные расходы).

Работы по модернизации двигателя F414 ведутся фирмой Дженерал Электрик за свой счет, а также за счет частичного привлечения средств ВМС, выделяемых на развитие перспективных технологий. Предполагается, что при выделении соответствующего финансирования испытания усовершенствованного варианта ТРДДФ удастся начать уже в 2003-2004 гг.

Особенности конструкции самолета "Супер Хорнит".

По сравнению с самолетом F/A-18C/D многоцелевой истребитель F/A-18E/F имеет усиленный планер, удлиненный фюзеляж, крыло, крыльевые наплывы и горизонтальное оперение увеличенной площади, а также новый воздухозаборник четырехугольного сечения с уменьшенной радиолокационной заметностью, обеспечивающий больший расход воздуха. Каналы воздухозаборника несколько искривлены вниз и вбок, что способствует отражению электромагнитного излучения в сторону от оси полета самолета. В воздушном канале, перед лопатками компрессора двигателя размещены радиальные пластины, также уменьшающие радиолокационное излучение, отраженное от ТРДДФ. Другие усовершенствования, направленные на уменьшение заметности, включают пилообразные края створок основного шасси и технологических панелей двигателей, ромбоидальные металлические экраны с перфорацией, выполненной методом лазерной обработки, покрывающие все наружные отверстия, а также специальные радиопоглощающие покрытия (в частности, золотое напыление на фонарь кабины). Ряд технических решений по уменьшению заметности реализован в конструкции отсека радиолокационной станции. На самолете использованы специальные коррозионно-стойкие радиопоглощающие материалы.

В отличие от специализированных самолетов "Стелс", характеристики малой заметности истребителя F/A-18E/F гармонически сочетаются с высокими ЛТХ самолета.

В систему боевой живучести "Супер Хорнита" входит новый губчатый заполнитель крыльевых топливных баков, имеющий пониженную плотность. В нижней части фюзеляжа размещена аппаратура пожаротушения с использованием "пассивной" пены, предназначенная для защиты гидравлических коммуникаций и проводки системы управления, проходящих в этой части планера. В состав противопожарной системы входят также активные датчики, включающие систему инертного газа.

Площадь незащищенной поверхности планера F/A-18E/F уменьшилась до 13% по сравнению с 25% у F/A-18C/D, хотя новый самолет на 25% крупнее и объем топлива во внутренних баках у него на 33% больше.

Силовая установка. Самолет оснащен двумя ТРДДФ "Дженерал Электрик" F414-GE-400 (2х10000 кгс).

Во внутренних топливных баках размещается 8063 л топлива. При использовании пяти ПТБ запас топлива возрастает до 17148 л. Имеется система дозаправки в полете (штанга-топливоприемник в нерабочем положении убирается в фюзеляж).

Бортовое оборудование. Самолет оснащен полностью цифровой системой дистанционного управления, контролирующей работу элеронов, рулей направления, цельноповоротного горизонтального оперения, предкрылков и закрылков.

Состав БРЭО на 90% аналогичен БРЭО истребителя F/A-18C/D. Инерциальная навигационная система с 1999 г дополнена приемником спутниковой навигации. С 2001 г. истребитель комплектуется электронной картой "Смитс/Харрис".

Радиоэлектронный комплекс включает многофункциональную импульсно-доплеровскую БРЛС Хьюз AN/APG-73 с максимальной дальностью обнаружения воздушных целей класса "истребитель" порядка 80 км. Она способна сопровождать "на проходе" до 10 целей и одновременно наводить на них четыре УР типа AMRAAM с активным радиолокационным самонаведением. Станция, снабженная щелевой антенной решеткой с механическим сканированием в горизонтальной плоскости и электронным - в вертикальной, является дальнейшим развитием БРЛС "Хьюз" AN/APG-65. Усовершенствования включают расширенный частотный диапазон, уве-личенное быстродействие процессора обработки сигналов и установку нового основного процессора с увеличенным быстродействием и расширенной емкостью памяти.

На двух подфюзеляжных узлах внешней подвески могут размещаться два контейнера оптико-электронной навигационно-прицельной системы ATFLIR (Advanced Targeting Forvard-Looking Infra Red), включающей тепловизионное оборудование и лазерный дальномер-целеуказатель (обеспечивающий возможность автономного применения КАБ типа "Пейвуэй").

Оборудование кабины экипажа F/A-18E/F по сравнению с F/A-18C/D значительно усовершенствовано. В верхней части приборной доски расположен жидкокристаллический монохромный индикатор размером 3х5 дюймов (76х127 мм) с тактильным управлением. Под ним установлен цветной жидкокристаллический индикатор тактической обстановки (159х159 мм). По бокам приборной доски сохранены два многофункциональных монохромных индикатора 5х5 мм, применяемые на самолете F/A-18C/D. Имеется монохромный программируемый жидкокристаллический индикатор, предназначенный для контроля работы двигателя и топливной системы.

Комплекс РЭБ IDECM включает станцию предупреждения о радиолокационном облучении "Хьюз" AN/ALR-67(V)3, буксируемую ложную цель "Рейтеон" AN/ALE-50, служащую для увода в сторону неприятельских ракет и в нерабочем положении размещаемую под фюзеляжем, а также четыре блока разброса ИК ловушек и дипольных отражателей "Трэкор" AN/ALE-47.

Вооружение истребителя F/A-18E/F размещается на 11 узлах внешней подвески. В состав УР класса "воздух-воздух" входят ракеты малой дальности AIM-9М "Сайдуиндер" (до 12 единиц), УР средней дальности AIM-7М "Спэрроу" (до восьми единиц) или AIM-120 AMRAAM (до 12). Имеется встроенная шестиствольная 20-мм пушка М61А1.

Для поражения наземных (надводных) целей могут использоваться ракеты AGM-65 "Мейрвик" (шесть единиц), AGM-88 HARM (шесть), AGM-84H SLAM (четыре) или AGM-84A "Гарпун" (четыре). Самолет может нести планирующие авиабомбы AGM-154 JSOW (шесть), КАБ JDAM GBU-32 (калибр 900 кг, четыре единицы) или GBU-32 (450 кг, шесть единиц), а также КАБ с лазерным самонаведением типа "Пэйвуэй" II/III(11 единиц).

После 2002 г самолет должен получить новую оперативно-тактическую КР AGM-158 JASSM (две КР на подкрыльевых узлах).

В перспективе на смену УР AIM-9M должны прийти высокоманевренные ракеты ближнего боя нового поколения AIM-9X (по своим характеристикам не уступающие или превосходящие российские ракеты Р-73), а пушку М61А1 планируется заменить усовершенствованным, более легким орудием.

Неуправляемые средства поражения включают свободнопадающие авиабомбы, авиационные мины, напалмовые баки, бомбовые кассеты и т.п. общей массой 8050 кг. Всего самолет может нести 29 различных комбинаций вооружения.

ЛТХ:

Модификация	F/A-18E
Размах крыла, м
нормальный	11.62
со сложенными крыльями	9.32
Длина, м	18.31
Высота, м	4.88
Площадь крыла, м2	46.45
Масса самолета, кг
пустого	13387
максимальная взлетная	29937
Топливо, кг
во внутренних баках	6531
ПТБ	4436 (5х1816)
Тип двигателя	2 ТРДДФ General Electric F414-GE-400
Тяга, кН	2 х 97.90
Максимальная скорость на высоте км/ч	1915 (М=1.80)
Практическая дальность с ПТБ, км	1280
Боевой радиус действия действия, км	760
Продолжительность патрулирования, ч	2.25
Практический потолок, м	15240
Экипаж, чел	1
Вооружение:	одна 20-мм шестиствольная пушка М61А1 Вулкан с 570 патронами. Боевая нагрузка 8051 кг. размещается на 11 узлах подвески: 2 УР воздух-воздух AIM-9 Sidewinder на концах крыльев, Возможна подвеска: УР воздух-воздух AIM-7,AIM-120 AMRAAM УР воздух-поверхность AGM-65E Maverick, AGM-88 HARM, AGM-84H SLAM-ER, AGM-154 JSOW, AGM-62 Walleye ER/DL and Walleye-1. Обычных бомб и бомб с лазерным наведением - 450-кг GBU-32 JDAM и 907 кг GBU-31 JDAM, УАБ GBU-12, GBU-24 и GBU-15, кластерных бомб CBU-72 and CBU-59, бомбы Mk.84, Mk.82LD, Mk.82HD, Mk.63, Mk.62, Mk.65, Mk.20 и Mk.83 , напалмовые бомб типа BLU, ядерные бомб В-57(В-61) 100/500 килотонн. ПУ НУР 70-мм типа LAU-58. Авиационные ловушки TALD

McDonnel Douglas F/A-18 Hornet (русск. Макдоннел-Дуглас F/A-18) - американский палубный истребитель-бомбардировщик и штурмовик, разработанный в 1970-х годах. На сегодня является основным боевым самолётом ВМС США. Состоит на вооружении ряда стран Европы и Азии, применялся в военных операциях против Ливии, Ирака, Югославии.

В ряде источников самолёт упоминается как F-18, что является некорректным, поскольку такое обозначение было упразднено в 1982 году. Строго говоря, правильное обозначение самолёта в Вооружённых Силах США согласно официальному списку обозначений летательных аппаратов Министерства обороны США - FA-18, однако написание без косой черты мало распространено и обычно не встречается даже в авиационных справочниках.

История создания

Корни F/A-18 уходят к раннему проекту фирмы Нортроп, получившему обозначение P.530 «Кобра» и спроектированному в середине 1960-х годов. Впоследствии этот проект был переработан (P.600) и под обозначением YF-17 принял участие в конкурсе ВВС США на создание лёгкого истребителя LWF (Lightweight Fighter). Его конкурентом выступил самолёт YF-16 фирмы General Dynamics. В январе 1975 года конкурс завершился победой YF-16, будущего F-16 «Файтинг Фалкон» . На этом история самолёта Нортроп могла бы закончиться, однако примерно в это же время была начата программа истребителя воздушного боя для ВМС (NACF, Navy Air Combat Fighter). Из-за уменьшения расходов на военные нужды в этот период программа предусматривала не разработку нового самолёта с нуля, а адаптацию уже существующих проектов. Военно-морские силы США скептически отнеслись к однодвигательному YF-16 и предпочли выбрать двухдвигательный YF-17, который, однако, требовал значительных изменений для службы на флоте. Фирма Нортроп ранее не занималась созданием палубных самолётов, поэтому было принято решение, что работа над перепроектированием YF-17 будет проводиться совместно с фирмой Макдоннел-Дуглас, имеющей большой опыт сотрудничества с ВМС.

Первоначально планировалось, что Макдоннел-Дуглас будет заниматься палубным вариантом для ВМС США, а Нортроп - вариантом F-18L наземного базирования, предназначенным на экспорт. Однако в 1979 году фирма Нортроп подала судебный иск, обвинив компаньона в том, что тот использует её технологии, разработанные для наземного варианта, в нарушение двустороннего соглашения, и потребовав запрета на экспорт палубной модификации. Судебная тяжба завершилась в 1985 году, когда Макдоннел-Дуглас согласилась выплатить 50 млн долларов за полученную техническую информацию; этим всё и окончилось. Вариант F-18L так и не пошёл в серию, а «Хорнет» полностью стал проектом Макдоннел-Дуглас.

Самолёт должен был выпускаться в трёх модификациях: истребителя F-18A, штурмовика A-18A, учебно-боевого TF-18A. Фирме Макдоннел-Дуглас удалось объединить истребительную и штурмовую модификации в один самолёт, который с 1980 года упоминался как F/A-18A, хотя официально такое обозначение было утверждено лишь в декабре 1982 года. Двухместный TF-18A был переименован в F/A-18B.

Было построено 9 одноместных и 2 двухместных опытных самолёта. Первый полёт «Хорнет» совершил 18 ноября 1978 года. Первый серийный самолёт поднялся в воздух 12 апреля 1980 года, а в мае новые машины начали поступать в ВМС.

В ценах 1979 года закупочная стоимость одного самолета, без учета стоимости НИОКР, составляла 10,8 млн. долл. США
Стоимость F/A-18C и F/A-18D около 29 млн. долл.
Стоимость F/A-18E/F «Супер Хорнет» около 57 млн. долл.

Конструкция

По требованию командования ВМС США при проектировании F/A-18 большое внимание уделялось выживаемости и надежности. Небольшие габариты этого самолета, недымящие двигатели, малая величина эффективной площади рассеяния (ЭПР), слабое ИК-излучение, наличие бортовых средств РЭБ – все это затрудняет обнаружение и сопровождение самолета. Нормальные рабочие перегрузки составляют 7,5g.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме со среднерасположенным трапециевидным крылом. Планер рассчитан на ресурс 6 тыс. часов при 2 тыс. взлетов с использованием катапульты и 2 тыс. посадок с использованием задерживающего крюка. В конструкции планёра самолета предусмотрено дублирование путей передачи силовых нагрузок.

Фюзеляж типа полумонокок. Отсек кабины летчика выполнен в виде безопасно повреждаемой конструкции. Хвостовое оперение стреловидное. Дифференциальный цельноповоротный стабилизатор имеет угол обратного поперечного V, равный 2 градусам. Вертикальное оперение с двумя отклоненными наружу на 20 градусов килями смещено вперед относительно стабилизатора для вывода его из зоны аэродинамической тени от крыла и стабилизатора на больших углах атаки.

Крыло - многолонжеронное, складывается по линиям, проходящим через внутренние хорды элеронов с поворотом консолей на 90 градусов. На крыле установлены отклоняемые носки по всему размаху, однощелевые закрылки и зависающие элероны. Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М для повышения маневренности в бою и аэродинамического качества в крейсерском полете. Одной из отличительных особенностей самолета является наличие наплывов сложной формы в плане перед корневыми частями крыла. Наплывы создают вихревую подъемную силу и обеспечивают полет самолета на больших углах атаки. Между наплывами и фюзеляжем имеется щель для отвода пограничного слоя фюзеляжа от воздухозаборников.

Силовая установка самолета состоит из двух двигателей F404 модульной конструкции, разработанных фирмой General Electric специально для F/A-18. Двигатели разделены титановой противопожарной перегородкой. Тяги одного двигателя достаточно для возвращения самолета на свою базу. Все агрегаты двигателя расположены в его нижней части, под компрессором. В отсеке силовой установки имеются системы обнаружения и тушения пожара. Воздухозаборники боковые полукруглые нерегулируемые, расположены под корневыми наплывами крыла.

Топливная система F/A-18 состоит из шести фюзеляжных протектированных баков и крыльевых мягких кессонных баков. Все топливные емкости для исключения взрыва при боевых повреждениях заполнены поропластом. Оба фюзеляжных расходных бака, содержащих топливо, необходимое для возвращения на базу, закольцованы. Питание обоих двигателей возможно из любого расходного бака. Топливная система оборудована отсечными клапанами, а топливные баки вынесены из зоны размещения двигателей. Имеется система контроля повреждения стенок каналов воздушного тракта, примыкающих к топливным бакам. Внутренние свободные отсеки, примыкающие к топливным бакам, для исключения пожара при их совместном боевом повреждении заполнены жестким пенопластом. Расходные топливопроводы также покрыты протектором.

Самолет изготовлен, в основном, из алюминиевых сплавов (массовая доля 49,6 %), используются высокопрочные стали (16,7 %), титановые сплавы (12,9 %), композиционные материалы (9,9 %) и другие материалы (10,9 %). Все поверхности управления, хвостовое оперение и закрылки - слоистой конструкции с сотовым алюминиевым заполнителем и обшивкой из эпоксидного углепластика. Часть обшивки крыла и крышки смотровых лючков фюзеляжа также выполнены из углепластика. Носки стабилизаторов и килей изготовлены из титановых сплавов. В конструкции шасси самолета (цилиндры основных стоек) применена высокопрочная сталь AerMet 100 фирмы Carpenter Technolodgy с пределом прочности 200 кгс/мм2.

Варианты

F/A-18A - первый серийный вариант. Построена 371 машина.

F/A-18B - двухместный учебно-боевой вариант F/A-18A.

F/A-18C - вариант с усовершенствованным БРЭО и вооружением (может нести УР AIM-120, AGM-65).

F/A-18D - двухместный учебно-боевой вариант F/A-18C.

F/A-18E «Super Hornet» - дальнейшее развитие варианта F/A-18C.

F/A-18E «Super Hornet» - дальнейшее развитие варианта F/A-18D.

F/A-18 Silent Hornet - дальнейшее развитие варианта F/A-18E/F.

Эксплуатация

Первая эскадрилья F/A-18 получила статус боеготовой 7 января 1983 года - это была 314-я истребительно-бомбардировочная эксадрилья Корпуса морской пехоты США «Чёрные рыцари» (VMFA-314 Black Knights). В эскадрильях ВМС и КМП «Хорнет» постепенно заменял истребители F-4 и штурмовики A-4 и A-7 . После снятия с вооружения штурмовиков A-6 в 1990-х годах «Хорнет» остался единственным специализированным ударным самолётом ВМС, а после завершения эксплуатации истребителей F-14 в 2006 году он остаётся единственным боевым самолётом, базирующимся на американских авианосцах. Эта ситуация будет сохраняться до вступления в строй истребителей F-35.

С 1986 года самолёты F/A-18 использует группа высшего пилотажа ВМС США «Голубые ангелы» .

К концу 1990-х годов «Хорнеты» состояли на вооружении 26 боевых эскадрилий ВМС США, 4 эскадрилий Резерва ВМС США, 16 боевых эскадрилий Корпуса морской пехоты США.

Боевое применение

Операция «Каньон Эльдорадо» - Ливия, апрель 1986.

Война в Персидском заливе - освобождение Кувейта, 1991.

Операция «Обдуманная сила» - бомбардировки позиций боснийских сербов, 1995.

Операция «Лиса пустыни» - бомбовые удары по военным объектам Ирака, 1998.

Военная операция в Афганистане - с 2001.

Иракская война - операция по свержению режима С. Хусейна, 2003-2010.

Операция «Odyssey Dawn» - бомбардировки объектов военного потенциала режима Каддафи, Ливия, 2011.

На вооружении

США - 753 33 F/A-18 различных модификаций. Австралия - с 1984 года поставлено 57 (A)F/A-18A и 18 (A)F/A-18B (сборка самолётов производилась в Австралии из американских комплектующих). К 2015 году планируется заменить все «Хорнеты» на F-35.

Испания - 88 на 2010 год. Некоторые комплектующие производились испанской фирмой CASA. Кроме того, получены ещё 24 машины полностью американской сборки от ВМС США.

Канада - 79 на 2010 год.

Кувейт - самолёты были заказаны до иракской агрессии 1990 года, но начали поставляться только в 1991 году после завершения войны. Всего поставлено 32 самолёта вариантов C/D.

Малайзия - с 1997 года поставлено 8 F/A-18D.

Финляндия - первые самолёты получены в 1995 году. Поставлено 7 F/A-18D и комплектующие для 57 F/A-18C, сборка которых произведена в Финляндии.
Швейцария - с 1996 года поставлено 26 F/A-18C и 8 F/A-18D.

В разное время возможность приобретения F/A-18 рассматривалась Австрией, Венгрией, Польшей, Сингапуром, Филиппинами, Чехией, Чили. Несколько самолётов были заказаны Таиландом, однако заказ был аннулирован после азиатского финансового кризиса 1997 года.

ЛТХ:

Модификация	F/A-18C
Размах крыла, м
стандартная	11.43
с ракетами на концах	12.31
со сложенными крыльями	8.38
Длина самолета, м	17,07
Высота самолета, м	4.66
Площадь крыла, м2	37.16
Угол стреловидности	20 град.
Масса, кг
пустого самолета	10810
нормальная взлетная (истребитель)	16650
нормальная взлетная (ударныйвариант)	23540
максимальная взлетная	25400
Топлива, л
во внутренних баках	6060
в ПТБ	3750
Тип двигателя	2 ТРДДФ General Electric F404-GE-402 EPE
Тяга, кН
форсированная	2 х 78.3
нефорсированная	2 х 52.0
Максимальная скорость, км/ч:
на форсаже	2000 (М=1.8)
без форсажа	1100
Посадочная скорость, км/ч	248
Максимальная скороподъемность, м/с	250
Практический потолок, м	15200
Практическая дальность, км	3300
Боевой радиус действия, км	1065
Длина разбега с наземной ВПП, м	430
Макс.эксплуатационная перегрузка	7,5
Экипаж, чел	1
Вооружение:	шестиствольная 20-мм пушка General Electric M61A1 Vulcan (с 578 снарядов). Нормальная боевая нагрузка - 7031 кг на 9 узлов внешней подвески: 2 УР AIM-9L/M/P Sidewinder на концах крыла и 2 УР AIM-7 по бокам воздухозаборников. УР ASRAAM (вместо АIM-9) и AIM-120 AMRAAM (вместо AIM-7) до шести УР AIM-9. При выполнении ударных операций самолет оснащается бомбами с лазерным наведением GBU-10 и -12, обычными бомбами Mk.82 (до 27) и Mk.84, бомбовыми кассетами CBU-59, 4 УР AGM-65F Maverick, ПКР AGM-64 Harpoon, противорадиолокационные УР AGM-88 HARM, контейнерами с 70-мм НАР УР SLAM and SLAM ER Контейнеры ADM-141 TALD