АИ-24 оснащён 10-ступенчатым осевым компрессором и трёхступенчатой турбиной. Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Система смазки циркуляционная под давлением. Запуск двигателя осуществляется от планетарного стартёра-генератора СТГ-18ТМО, питающегося от ВСУ РУ-19А-300 или ТГ-16, для снижения температуры газов и ускорения запуска на двигателе предусмотрена система вспрыска воды в компрессор. В передней части двигателя монтируются стартёр-генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, манометрический сигнализатор обледенения, редуктор с измерителем крутящего момента (ИКМ), масляный фильтр, регулятор вращения винта Р68ДТ-24М. Двигатель оснащён четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т. Топливом служит авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ. Основные достоинства АИ-24 — высокая надёжность, большой ресурс, простота конструкции, простота и технологичность обслуживания.
| АИ-4Г (АИ-4В) · АИ-10 · АИ-14 · АИ-26 · АМ-34 · АМ-35 · АМ-37 · АМ-38 · АМ-39 · АМ-42 · АН-1 · АЧ-30 · АШ-21 · АШ-62 · АШ-73 · АШ-82 · АШ-83 · АШ-2 · ВАЗ-416 · ВАЗ-426 · ВАЗ-526 · ВД-4К · ДН-200 · М-1 · М-2 · М-3 · М-5 · М-11 · М-15 · М-17 · М-22 · М-25 · М-32 · М-40 · М-62 · М-63 · М-71 · М-85 · М-86 · М-87 · М-88 · М-89 · М-100 · М-103 · М-105 (ВК-105) · М-106 (ВК-106) · М-107 (ВК-107) · ВК-108 · М-224 · М-250 · М-251ТК · М-501 · МБ-100 · МГ-31 · ММ-1 · П-032 | ||||||||||||||||
| АЛ-7 · АЛ-21 (АЛ-21Ф-3) · АМ-3 (РД-3) · АМ-9 · ВД-7 (РД-7) · ВК-1 (РД-45) · РД-9 · РД-36 · РД-41 · РД-60 · РД-500 · Р-11-300 · Р-13 · Р-15 · Р-25-300 · Р27В-300 · Р28В-300 · Р-29-300 · Р-35 · Р-95Ш · Р-195 · ТР-1 | ||||||||||||||||
| ||||||||||||||||
| АИ-20 · АИ-20М · АИ-24 · АИ-450 · ВК-2 · ВК-1300 · ГТД-350 · Д-25 · Д-27 · Д-136 · Д-236 · НК-12 · РД-600 · ТВа-3000 · ТВ2-117 · ТВ3-117 · ТВ7-117 · ТВД-10 · ТВД-20 · ТВД-150 · ТВ-0-100 · ГТД-3 · ТВД-1500 · ТВ-Д · ТВ-О · ТВ-128 | ||||||||||||||||
| АИ-8 · АИ-9 · АИ-450-МС · ВГТД-2 · ВГТД-43 · ВСУ-10 · ГТД-1 · ГТД-5 · ГТДЭ-117 · РУ-19А-300 · ТА-4ФЕ · ТА-6 · ТА-8 · ТА-12 · ТА-14 · ТА18-100 |
АИ-24АИ-24 АИ-24 Информация Видео
АИ-24 Просмотр темы.АИ-24 что, АИ-24 кто, АИ-24 объяснение
There are excerpts from wikipedia on this article and video
www.turkaramamotoru.com
Технические характеристики
Мощность на взлетном режиме:2550 л.с.Удельный расход топлива на взлетном режиме:0,264 кг/л.с.ч.Обороты компрессора низкого давления на взлетном режиме:15100 об/минРасход воздуха на взлетном режиме:13,1 кг/сСтепень повышения давления:6,4Температура газов максимальная:1150°KУдельный расход топлива на крейсерском режиме:0,245 кг/кгс.чМасса двигателя:600 кг
Габариты: – длина:2345 мм – ширина:677 мм – высота:1075 мм
Модификации:• АИ-24 — базовый для самолёта Ан-24. • АИ-24В — турбовальный для вертолёта В-8. • АИ-24ВТ — форсированный до 2820 л.с. Устанавливался на Ан-26, Ан-30.Авиационный двигатель АИ-24 предназначен для установки на самолеты Ан-24, Ан-26, Ан-30 и их модификации, выполняющих полеты на линиях средней протяженности
Серийное производство авиадвигателей начато в 1961 году и изготовлено свыше 11700 авиадвигателей АИ-24.
Конструкторское бюро-разработчик: ГП «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» имени академика А.Г. Ивченко».
Завод-изготовитель: ОАО «Мотор Сич» (г. Запорожье).
История созданияТурбовинтовой двигатель АИ-24 разработан в ЗМКБ "Прогресс" под руководством А.Г.Ивченко для самолёта Ан-24. При разработке использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа (Аи-20). Выпускался серийно на Запорожском моторном заводе с 1961 года.
АИ-24 оснащён 10-ступенчатым осевым компрессором и трёхступенчатой турбиной. Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Система смазки циркуляционная под давлением. Запуск двигателя осуществляется от стартера-генератора СТГ-18ТМО, питающегося от ВСУ ТГ-16. В передней части двигателя монтируются стартер-генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, детектор обледенения, система передачи крутящего момента, масляный фильтр, регулятор вращения винта Р68ДТ-24М. Двигатель оснащён четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т. Топливом служит авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ.
Основные достоинства Авиационного двигателя АИ-24:— высокая надёжность;— большой ресурс;— простота конструкции;— простота и технологичность обслуживания.
avia.biz.ua
 АИ-24 с винтом АВ-72Т и соплом агрегата РУ-19А-300 на конце гондолы на самолёте Ан-24 | |
| турбовинтовой | |
СССР СССР | |
| Ан-24, Ан-24А, Ан-24Б, Ан-24В, Ан-24Т, Ан-24РВ, В-8, СР-6, Ан-26, Ан-30 | |
| А.Г. Ивченко, ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко | |
| 1961 | |
| ЗПОМ «Моторостроитель» | |
| 1961-... | |
| АИ-24, АИ-24 II серии, АИ-24В, АИ-24ВТ, АИ-24П, АИ-24Т, АИ-24УБЭ | |
| 600 кг | |
| 2345 мм | |
| 677 мм | |
| 1075 мм | |
| 2550 л. с. | |
| 1650 кгс | |
| 15000 часов | |
| Осевой, 10-ступенчатый | |
| Осевая, трехступенчатая | |
| Т-1, ТС-1, РТ | |
| 12,7 кг/с | |
| 0,254 кг/кгс·ч | |
АИ-24 — одновальный турбовинтовой двигатель с 10-ступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания и трёхступенчатой турбиной. Разработан на ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко, серийное производство развёрнуто с 1961 г. на ЗПОМ «Моторостроитель» ныне ОАО «Мотор Сич» в г. Запорожье. Двигатель предназначен для установки на самолёты Ан-24, Ан-26, Ан-30 и их модификации, выполняющих полёты на линиях средней протяжённости.
АИ-24 оснащён 10-ступенчатым осевым компрессором и трёхступенчатой турбиной. Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Система смазки циркуляционная под давлением. Запуск двигателя осуществляется от планетарного стартёра-генератора СТГ-18ТМО, питающегося от ВСУ РУ-19А-300 или ТГ-16, для снижения температуры газов и ускорения запуска на двигателе предусмотрена система вспрыска воды в компрессор. В передней части двигателя монтируются стартёр-генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, манометрический сигнализатор обледенения, редуктор с измерителем крутящего момента (ИКМ), масляный фильтр, регулятор вращения винта Р68ДТ-24М. Двигатель оснащён четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т. Топливом служит авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ. Основные достоинства АИ-24 — высокая надёжность, большой ресурс, простота конструкции, простота и технологичность обслуживания.
wikiredia.ru
АИ-24 — одновальный турбовинтовой двигатель с 10-ступенчатым осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания и трехступенчатой турбиной. Разработан на ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко, серийное производство развёрнуто с 1961 г. на ЗПОМ «Моторостроитель» ныне ОАО «Мотор Сич» в г. Запорожье. Двигатель предназначен для установки на самолеты Ан-24, Ан-26, Ан-30 и их модификации, выполняющих полеты на линиях средней протяженности.
АИ-24 оснащён 10-ступенчатым осевым компрессором и трёхступенчатой турбиной.
Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Система смазки циркуляционная под давлением. Запуск двигателя осуществляется от стартера-генератора СТГ-18ТМО, питающегося от ВСУ ТГ-16. В передней части двигателя монтируются стартер-генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, детектор обледенения, система передачи крутящего момента, масляный фильтр, регулятор вращения винта Р68ДТ-24М. Двигатель оснащён четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т. Топливом служит авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ. Основные достоинства АИ-24 — высокая надёжность, большой ресурс, простота конструкции, простота и технологичность обслуживания.dic.academic.ru
Контрольная робота
по дисциплине Конструкция и рабочие процессы АД
Тема: Формирование облика турбовинтового двигателя АИ-24
ЗАДАНИЕ
Сформировать облик турбовинтового двигателя АИ-24:э= 2505.12 кВт, при М = 0, Н = 0 км
Рекомендуемые параметры для разрабатываемого двигателя:
) степень повышения давления в компрессоре πк* = 7,6;
) температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К.
Двигатель - прототип - АИ - 24.
Данные прототипа:
степень повышения давления в компрессоре πк* = 7,6;
температура газа перед турбиной Tг* = 1150 К;
расход воздуха Gв = 13,6 кг/с;
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
- степень двухконтурности;
с - скорость движения воздуха или газа, м/с;
акр - критическая скорость, м/с;
λ - приведенная скорость;- окружная скорость, м/с;
Р - давление, Па;
Т - температура, К;- диаметр, м;- массовый расход, кг/с;- площадь проходного сечения, м2;- радиус, м;- удельная работа, Дж/кг;
π* - степень повышения полного давления;
σ - коэффициент восстановления полного давления;
η - коэффициент полезного действия;
ηм - механический КПД;- число ступеней;
μz - коэффициент нагрузки ступеней турбины;
Индексы:
В - вход в компрессор;
К - выход из компрессора;
Г - вход в турбину;
Т - выход из турбины;
С - выход из реактивного сопла;
ВВЕДЕНИЕ
Для современной авиации применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД) объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом ЛА к его силовой установке.
В сравнении с поршневыми двигателями внутреннего сгорания газотурбинные двигатели имеют меньшую массу и габариты, но характеризуются большим удельным расходом топлива. Целесообразность применения ГТД обуславливается легкостью, удобством обслуживания, относительной дешевизной, меньшими затратами на эксплуатацию.
В настоящее время в современной авиации применяют различные типы газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательного аппарата к силовой установке.
В данном курсовом проекте проводится проектировочный расчёт двигателя, прототипом которого является ТВД (АИ-24), сконструированный в ЗМКБ Прогресс. В данном проекте необходимо рассчитать газотурбинный двигатель, который максимально бы отвечал современным требованиям и был конкурентоспособен на рынке газотурбинной техники. При этом обеспечить высокий уровень КПД установки, и достаточно длительный ресурс работы установки.
Для достижения этой цели необходимо провести:
выбор и обоснование основных параметров;
термогазодинамический расчёт двигателя;
согласование параметров компрессора и турбин.
Данный этап позволяет обеспечить оптимальные (рекомендуемые) геометрические и газодинамические соотношения в определяющих облик двигателя расчётных сечениях, обеспечить нормальную загрузку ступеней турбины, компрессора и допустимые напряжения в лопатках турбины.
Отличительными чертами двигателя, послужившего прототипом для данного курсового проекта, являются проверенные десятилетиями эксплуатации показатели надежности, экономичности и большой ресурс. Немаловажным показателем является в совершенстве освоенная технология производства данного ГТД.
Целью данного курсового проекта является разработка приводного газотурбинного двигателя на базе существующего прототипа АИ-24. Также необходимо ознакомится с влиянием различных параметров на рабочий процесс в отдельных узлах двигателя, а также двигателя в целом.
ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ
Целью термогазодинамического расчета является:
определение параметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту двигателя;
определение основных удельных параметров двигателя (удельной мощности, удельного расхода топлива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода топлива.
На рисунке 1 показана схема турбовинтового двигателя с маркировкой характерных сечений. Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями [1].
турбина компрессор термогазодинамический расчет
Рисунок 1 - Конструктивная схема двигателя АИ-24
Н - Н - невозмущенный поток, окружающая среда.
Вх - Вх - сечение на входе в двигатель.
В - В - сечение на входе в компрессор.
К - К - сечение за компрессором.
Г - Г - сечение за камерой сгорания, перед турбиной.
Т - Т - сечение на выходе из турбины.
С - C - выходное сечение сопла.
Выбор температуры газа перед турбиной
Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной Nэ, позволяет значительно увеличить удельную мощность двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Температура газа перед турбиной TГ* = 1150 К.
Выбор степени повышения полного давления в компрессоре
Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (πк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полног
www.studsell.com
Министерство транспорта РФ
Троицкий авиационный технический колледж - филиал Московского государственного технического университета Гражданской Авиации
Курсовой проект
По специальности 162105
Конструкция и техническое обслуживание двигателя АИ-24
Выполнил: Жарчинский М.В
Проверил: Мартьянов М.А
Троицк 2013
Содержание
Пояснительная записка
Общие сведения ТГ-16М..................................................................... 4
Назначение и конструкция.................................................................. 5
Запуск ................................................................................................... 8
Расчетная часть ........................................................................................ 10
Экономическая часть................................................................................ 11
Список используемой литературы.......................................................... 13
Графическая часть………………………………………………………...14
Пояснительная записка
Общие сведения:
1. Обозначение ........................................................................................ ТГ-16М2. Мощность на клешах генератора в режимах: (а) Работа на бортсеть ........................................................ Не более 18 кВт (б) Зацуск двигателей М-20 (на 6-й ступени) ............................... 56-60 кВт
3. Виброперегрузки турбогенераторной установки не более:
(а) Корпуса компрессора:
- на режиме холостого хода:
в начале ресурса .............................................................................................. 10gв конце ресурса ................................................................................................ 20g
- на проходных режимах (при запуске турбогенераторной установки):
в начале ресурса .............................................................................................. 20gв конце ресурса ................................................................................................ 45g
(б) Корпуса редуктора (на холостом ходу):
в начале ресурса ................................................................................................ 4gв конце ресурса ................................................................................................. 7g
4. Сухая масса с генератором ГС-24А-ЗС ............................. Не более 190 кг - с защитным кольцом, 170 кг - без защитного кольца
5. Габариты турбогенераторной установки:
(а) Длина ........................................................................................... (1580±8) mm
(б) Максимальный диаметр ..................................................... Не более 670 mm(в) Ширина.................................................................................. Не более 575 mm
6. Установочные размеры:
(а) Расстояние между опорами редуктора по центрам.................... (330±3) mm(б) Расстояние между передней опорой и плоскостью задних опор ................................................................................ (437±3,5) mm
7. Крепление установки................................... На трех точках (в двух вариантах)
Назначение и конструкция ТГ -16М
Турбогенераторная установка ТГ-16М (рис. 1) предназначена да обеспечения запуска газотурбинных двигателей самолетов на аэродромах с высотой расположения до Н = 4200 м (для самолета Ан-32 до Н - 4500 м) и питания бортовой сети самолета как во время подготовки к полету, так и в полете на высотах до Н - 4200 м (в последнем случае - как аварийный источник тока).
Рис.1 ТГ-16
Турбогенераторная установка ТГ-16М является автономным агрегатом, и состоят из газотурбинного двигателя ГТД-16М, редуктора, генератора постоянного тока ГС-24А-ЗС и систем, обеспечивающих запуск и работу установки.
Газотурбинный двигатель ГТД-16М состоит из центробежного компрессора с односторонним входом воздуха, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой газовой турбины и выхлопного патрубка.
Редуктор установки состоит из корпуса, вентилятора обдува генератора, центробежного суфлера и системы прямозубых цилиндрических шестерен, через которые приводятся во вращение генератор ГС-24А-ЗС и агрегаты, обеспечивающие запуск и работу установки.
Запуск и работа установки на режиме обеспечиваются системами электрооборудования., топливопитания и смазки.
Система электрооборудования установки обеспечивает автоматический запуск установки, холодную прокрутку ее, регулирование напряжения генератора ГС-24А-ЗС при запусках газотурбинного двигателя, работу генератора на бортсеть и прекращение работы установки.
Топливная система установки обеспечивает подачу топлива в газотурбинный двигатель в количествах, необходимых для запуска и работы установки на режимах холостого хода и на режимах загрузки.
Система смазки установки - автономная, обеспечивает подвод масла под давлением ко всем трущимся поверхностям и отвод отработанного масла в маслобак.
Установка оборудована:
Газотурбинный двигатель ГТД-16М и генератор ГС-24А-ЗС расположены ка одной оси по обе стороны редуктора, служащего одновременно силовым элементом установки.
Большинство агрегатов и датчиков контрольно-измерительной аппаратуры установки располагается на редукторе установки: топливный насос-регулятор ТНР-40МС, масляный насос, сигнализатор оборотов СOД-1-2С, сигнализатор давления масла СД-24А, катушки зажигания 1КНИ-11Б-Т, датчик тахометра. ДТЭ-1, маслобак, топливный фильтр. Свечи СПН-4-ЗТ монтируются вместе с воспламенителями на кожухе камеры сгорания, датчик Т-9Д термометра выходящих газов - на выхлопном патрубке газотурбинного двигателя. Между редуктором и компрессором устанавливается клапан запуска, клапан постоянного давления, электромагнитные краны и коллектор проводов.
Пускорегулирующая аппаратура: ПТ-16МТВ, ПРК-8МТВ, АДП-75А, ограничитель мощности ОМ-16-Т, автомат останова запускаемого газотурбинного двигателя АОД-20, измеритель тахометра ИТЭ-1 и измеритель термопары ТСТ-2 устанавливаются на самолете.
Крепление установки на самолете производится по трем точкам. Для этого предусмотрено пять точек крепления, которые допускают крепление установки в двух вариантах - на нижних или боковых подвесках.
Запуск ТГ-16М
Принцип работы системы запуска ТГ-16 состоит в следующем. Автоматика системы запуска и электромагнитные топливные клапаны питаются непосредственно от бортовых аккумуляторов. Это исключает останов газотурбинной установки в том случае, когда после запуска от аэродромных источников переключают питание бортовой сети постоянного тока с аэродромных на бортовые источники и сеть кратковременно обесточивается.
Стартер ГС-24А питается от основной шины бортовой сети постоянного тока, к которой перед запуском или холодной прокруткой газотурбинной установки подключают аэродромный источник электроэнергии или бортовые аккумуляторные батареи.
Если запуск или холодная прокрутка газотурбинной установки производится при работающих одном или обоих двигателях АИ-24, то генераторы СТГ-18ТМО должны быть отключены от бортовой сети. Это вызвано тем, что в начальный момент раскрутки стартер ГС-24А потребляет большой ток, в результате чего при подключенных генераторах разрушились бы их предельные предохранительные муфты.
Перед запуском включают выключатель «Подготовка запуска» и переключатель «Холодная прокрутка ТГ Запуск» устанавливают в положение «Запуск». После этого для включения системы нажимают на 11,5 с кнопку «Запуск ТГ». При этом включается программный механизм панели ПТ-16А, загорается лампа «Запуск ТГ идет». В дальнейшем работой системы управляет программный механизм, отсчет времени ведется с момента его включения.
На «нулевой» секунде включается система зажигания (осуществляется «прожиг» свечей). Одновременно контактором 1 (см. смотреть статью под номером 9) подключается обмотка возбуждения стартера ГС-24А.
На 5-й секунде срабатывают контактор 2 и реле максимальных оборотов РМО-16, в результате чего замыкается цепь питания якорной обмотки стартера, который начинает раскрутку ротора установки. Контакты реле РМО-16 замыкаются за счет кратковременного включения питания его параллельной обмотки. После замыкания контактов реле через его последовательную обмотку протекает ток якорной обмотки стартера. Этот ток создает магнитное поле, которым контакты реле удерживаются замкнутыми.
На 8-й секунде включается электропитание топливных клапанов, топливо поступает в камеру сгорания. Одновременно контактором 3 в цепь обмотки возбуждения стартера включается сопротивление , за счет чего уменьшается ток в этой обмотке и увеличиваются обороты раскрутки. С увеличением частоты вращения вала стартера ток в его якорной обмотке уменьшается. При частоте вращения вала 12 ООО15 ООО обмин этого тока становится недостаточно для удержания контактов реле РМО-16 замкнутыми и они размыкаются, т. е. выключается стартер ГС-24А.
Расчетная часть
Окружная сила равна :
=
= = 1174.1 Н
М- момент
d диаметр шестерни
z - число зубьев
Расчет на изгиб зубьев шестерен привода топливного насоса-регулятора производится по формуле:
= ·
= 4 · = 16.77 МПа
действующее напряжение изгиба (Мпа)
окружная сила (Н)
В ширина венца
m модуль зацепления
= (1.5) коэффициент динамической нагрузки
= (4) коэффициент формы зуба
Диаметр шестерни равен:
d=m · z
d=3.0 · 67= 201
Усилие на изгиб зубьев шестерни привода топливного насоса-регулятора
составляет : 16.77 МПа
Экономическая часть
Увеличение сухой массы двигателя приведет к уменьшению коммерческой нагрузки. Затраты же по техническому обслуживанию, амортизации и топливу останутся практически неизменными.
Годовой экономический эффект (Ʃ∆ЭG пус)
Ʃ∆ЭG пус = Э(b- 1), руб/самолето-год.,
Ʃ∆ЭG пус =1500 · 281000 · (1.09 1)= 37935000 руб/самолето год.
где: -годовой налет
Э себестоимость летного часа принять: АН-24 равной 281000руб/самолето-год
b коэффициент изменения коммерческой загрузки за счет изменения сухой массы двигателя.
b = ;
для АН-24 принять: 5500кг
b = = 1.09
=1+ экономия сухой массы двигателя.
Снижение сухой массы двигателя на 9%
=5500 + 495 = 5995
Расчет годовой экономии от уменьшения расхода топлива используется на увеличение коммерческой загрузки:
= [Э() +] руб/самолето-год
где: Э себестоимость летного часа до снижения расхода топлива, по типам принять АН-24 равной 281000 руб/самолето-год
- годовой налет, применить по типам АН-24 равным 1500 час.
=1500 [281000 (1.09 -1) +975000] =1500435000 руб/самолето- год
= коэффициент изменения коммерческой загрузки за счет изменения расхода топлива за рейс. по типу л/а принять для Як -42 равной 14500 кг;
= + экономия расхода топлива за рейс.
экономия расхода топлива за рейс составит 9%
= = = 1.09
= (h · + ) руб/самолето-год
где: - отпускная цена на топливо с учетом района базирования и удаления аэропорта от железнодорожной станции. Для расчета принять =25000 руб/т
Δ, уменьшение расхода топлива, соответственно, при работе двигателя на земле и в воздухе.
Таблица 1- исходные данные для определения расхода топлива
| Тип л/а | кг/час | кг/час |
| Аи-24 | 60 | 420 |
Уменьшение расхода топлива:
Qнз- 10% Qв-8%
коэффициент h удельный вес работы двигателя на земле. Для всех типов ВС принять h=0.9
=25000 ·(0.9 · 6 + 33.6) = 975000руб/самолето-год.
Список используемой литературы.
Зайцев М.Н, Локтионов С.М. Троицк 2010г.
http://www.aviaros.narod.ru
http://ru-technics.ru/2011/07/princip-raboty-sistemy- zapuska-tg-16/
http://an-26.com/TG-16M/
http://aviadocs.net/RLE/An-12/CD1/Dr_Dok/TG-16M_RETO.pdf
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
3
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
5
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
6
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
7
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
8
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
9
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
10
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
11
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
12
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
13
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
14
refleader.ru
Оглавление:1. Ан-262. Конструкция3. Силовая установка4. Электрооборудование5. Характеристики6. Модификации7. Аварии и инциденты
На самолёте установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлётной мощностью по 2820 л.с. каждый, с флюгерными четырёхлопастными воздушными винтами АВ-72Т и турбореактивный двигатель РУ19А-300.Двигатели установлены в гондолах, расположенных на центроплане. Каждый двигатель с помощью рамы через силовой шпангоут крепится к ферме, смонтированной на переднем лонжероне центроплана. Кроме воздушного винта, на двигателе монтируются: обтекатель редуктора, капот, противообледенительная система, внешняя маслосистема, система обдува генераторов и двигателя, топливная система и система противопожарного оборудования. Горячая часть двигателя и выхлопная труба отделены от конструкции крыла специальными противопожарными перегородками и экранами.Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы. Он обеспечивает:
Управление силовой установкой и контроль за её работой осуществляется из кабины лётчиков, где для этого установлены все необходимые агрегаты и приборы. В управлении силовой установкой применяются механические, электродистанционные и автоматические системы.
Двигатель АИ-24 высотный, турбовинтовой, работающий с одним воздушным винтом АВ-72 левого вращения.Запуск двигателя производится нажатием пусковой кнопки, а весь процесс запуска осуществляется автоматически. В конструкцию двигателя входят следующие основные узлы: редуктор, лобовой картер, компрессор, камера сгорания, турбина, реактивное сопло, агрегаты.Двигатель крепится на центроплане крыла, посредством быстросъёмной рамы с амортизаторами и силовой фермы с передним силовым шпангоутом. Двигатель крепится передними и задними цапфами к четырём амортизаторам рамы. Нагрузку от тяги винта и часть нагрузки от веса двигателя воспринимают передние амортизаторы. Задние амортизаторы являются поддерживающими и тягу винта не воспринимают.
Каждый двигатель имеет свою автономную маслосистему, которая обеспечивает постоянную подачу масла к трущимся поверхностям двигателя для уменьшения трения и отвода тепла. Одновременно масло используется в системе измерителя крутящего момента и для управления воздушным винтом.Маслосистема каждого двигателя состоит из двух частей: внутренней маслосистемы, которая включает в себя нагнетающие и откачивающие насосы маслоагрегата, воздухоотделитель, маслофильтры, каналы двигателя, маслосборник и трубопроводы, расположенные непосредственно на двигателе, и внешней маслосистемы, в которую входят маслобак, дренажный бачок, маслорадиатор с терморегулятором, флюгерный насос, трубопроводы и контрольные приборы.
Топливная система самолёта предназначена для питания топливом двигателей АИ-24 и РУ19А-300.Топливные ёмкости самолёта состоят из десяти мягких баков и двух баков-отсеков, каждый из которых разделён перегородкой на два бака. Баки каждого полукрыла образуют три группы.Полная ёмкость топливных баков самолёта составляет 7316 л. Эксплуатационная заправка топлива с учётом недозаправки 3 % объёма баков на температурное расширение равна ≈7100 л. В баки первой группы заправляется по 1665 л, второй по 1200 л, третей по 680 л. Расход топлива происходит поочерёдно из каждой группы, вначале из группы 1, затем из группы 2 и из расходной группы 3. При выработке топлива в левой или правой группе до 375 литров, срабатывает сигнализация резервного остатка топлива, при этом на приборной доске в кабине лётчиков загорается красное табло.
Винт АВ-72 левого вращения, тянущий, флюгерный, с автоматическим изменением шага, диаметром 3,9 метра. Винт одновальной схемы, металлический, с четырьмя дюралюминовыми лопастями, оборудован электрической системой противообледенения.Винт, работая совместно с регулятором оборотов, автоматически поддерживает постоянным заданное число оборотов двигателя за счёт изменения шага винта. Поворот лопастей на увеличение шага, происходит под давлением масла, подаваемого в полость большого шага цилиндра втулки винта из регулятора оборотов. Переход на уменьшение шага происходит под давлением масла, поступающего в полость малого шага цилиндра втулки винта из масломагистрали двигателя, а также от поперечных составляющих моментов центробежных сил лопастей.Подобранный для винта минимальный угол установки φ0=8° обеспечивает запуск двигателя и торможение самолёта при пробеге после его посадки.
Просмотров: 10625
www.vonovke.ru
