Как устроен двигатель вертолета ми 8

Турбовальный двигатель.

Привет!

Центробежная ступень компрессора ТВаД.

Сегодня продолжаем серию рассказов о типах авиационных двигателей.

Но можно сделать и по-другому. Турбину ведь можно заставить кроме компрессора вращать и другие нужные агрегаты, используя ту самую оставшуюся полезную энергию. Это может быть, например, самолетный воздушный винт. В этом случае ГТД становится уже турбовинтовым двигателем, в котором 10-15% энергии все же расходуется «на воздух» :-), то есть создает реактивную тягу.

Принцип работы турбовального двигателя.

Но если вся полезная энергия в двигателе срабатывается на валу и через него передается для привода агрегатов, то мы уже имеем так называемый турбовальный двигатель ( ТваД ).

Компоновка двигателя Arriel 1E2.

Турбовальный двигатель ARRIEL 1E2.

Eurocopter BK 117 c 2-мя турбовальными двигателями Arriel 1E2.

Выходной вал ТваД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.

Компоновка двигателя Arrius 2B2.

Турбовальный двигатель ARRIUS 2B2.

Eurocopter EC 135 с 2-мя турбовальными двигателями Arrius 2B2.

Надо сказать, что редуктор – непременная принадлежность турбовального двигателя. Ведь скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Они просто не смогут выполнять свои функции и даже могут разрушиться. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала.

Компоновка двигателя Makila 1A1.

Турбовальный двигатель MAKILA 1A1

Eurocopter AS 332 Super Puma с 2-мя турбовальными двигателями Makila 1A1

Компоновка двигателя Arrius 2K1

Турбовальный двигатель ARRIUS 2K1.

Вертолет Agusta A-109S с 2-мя турбовальными двигателями Arrius 2K1.

Вертолет МИ-8Т с 2-мя турбовальными двигателями ТВ2-117.

Турбовальный двигатель ТВ2-117.

Вертолет МИ-24 с 2-мя турбовальными двигателями ТВ3-117.

Турбовальный двигатель ТВ3-117 для вертолета МИ-24.

Двигатель АЛ-21Ф-3 с турбостартером ТС-21.

Турбостартер ТС-21, снятый с двигателя.

Фронтовой бомбардировщик СУ-24М с 2-мя двигателями АЛ-21Ф-3.

На земле, так же как и в воздухе ГТД (турбовальный двигатель) применяется на транспорте.

Первое – это перекачка природного газа по крупным магистралям через газоперекачивающие станции. ГТД используются здесь в качестве мощных насосов.

Газотурбоход «Циклон-М» с 2-мя газотурбинными двигателями ДО37.

Десантный корабль на воздушной подушке «Зубр» с газотурбинными двигателями.

Танк M1A1 Abrams с газотурбинным двигателем AGT-1500.

Во всех вышеописанных случаях применения ГТД (суть турбовальный двигатель), он обычно заменяет дизельный двигатель. Это происходит потому, что (как я уже описывал здесь) при одинаковых размерах турбовальный двигатель значительно превосходит дизельный по мощности, имеет гораздо меньший вес и шумность.

Танк Т-80 с газотурбинным двигателем ГТД-1000Т.

Однако у него есть и крупный недостаток.Он обладает сравнительно низким коэффициентом полезного действия, что обуславливает большой расход топлива. Это естественно снижает запас хода любого транспортного средства (и танка в том числе :-)). Кроме того он чувствителен к грязи и посторонним предметам, всасываемым вместе с воздухом. Они могут повредить лопатки компрессора. Поэтому приходится создавать достаточно объемные системы очистки при использовании такого двигателя.

Эти недостатки достаточно серьезны. Именно поэтому турбовальный двигатель получил гораздо большее распространение в авиации, чем в наземном транспорте. Там этот трудяга-движок, ничего не пуская «на ветер» :-), заставляет подниматься в воздух вертолеты. И они в родной для них стихии из несуразных, на первый взгляд, машин превращаются в изумительные по красоте и возможностям творения рук человеческих… Все-таки авиация – это здорово :-)…

P.S. Вы только посмотрите, что они вытворяют!

Источник

Вертолет Ми-8. Первые испытания. Характеристики. Фото. Видео.

Ми-8 представляет собой многоцелевой и широко используемый вертолет. Спроектирован и разработан конструкторами ОКБ М.Л. Миля в начале 60-х годов. Эта советская разработка является самой массовой двухдвигательной воздушно-транспортной машиной в мире (состоит в списке самых распространенных вертолетов в мировой истории авиации). Имеет два направления: военное и гражданское.

В июле 1961 года в первый полет поднялся прототип В-8. Спустя год вышел второй экземпляр В-8А. В 1967 году уже полностью доработанный и сменивший старое название на новое Ми-8 встал на вооружение ВВС Советского Союза. Поскольку модель показала себя одной из самых удачных, нынешние российские ВВС также заказывают этот вертолет. На данный момент этот агрегат используется в пятидесяти странах мира.

Ключевой модификацией 80-х годов стал разработанный Ми-8МТ. Усовершенствованный вариант, или, как его еще называют, «изделие 88», отличается от собрата улучшенной силовой механизацией (два двигателя ТВЗ-117) и установленной вспомогательной конструкцией силового типа. Правда, этот вариант не так распространен по миру.

В 1991 году начались разработки нового гражданского воздушно-транспортного вертолёта Ми-8АМТ. В конце 90-х был разработан воднотранспортный штурмовой вертолет Ми-8АМТШ. Всего их выпущено свыше 3500 экземпляров.

Конструкция Ми-8

Ми-8 – это одновинтовой вертолет, на который установлены пять несущих и три рулевых лопастных винта. Несущие винты закреплены вертикальными, горизонтальными и осевыми шарнирами, а рулевые лопасти, соответственно, совмещенного карданного типа. Трансмиссия точно такая же, как и у Ми-4. Цельнометаллические лопасти винта включают в себя полый лонжерон, спрессованный из алюминиевого сплава. К его задней корме прикреплены 24 отсека с сотовым наполнителем из алюминиевой фольги (образования профиля). Несущего винта лопасти оснащены сигнализацией возможного повреждения лонжерона.

Усовершенствованная антифризная система не дает обледенеть вертолету. Она электризована и имеет способность работать как в автономном, так и в ручном режимах (подпитка 208 вольт). В том случае, если произошел отказ одного из двигателей, соответственно, другой автоматически увеличивает свою мощность. И это не влияет на горизонтальный полет и высоту. Качественному управлению несущим винтом способствуют три гидроусилителя КАУ-30Б, а рулевым – РА-60Б.

Трехопорное шасси не убирается. Хвостовая опора не дает коснуться земли рулевому винту. Благодаря системе внешней подвески вертолет может перевозить груз массой до трех тысяч килограммов. Стабилизацию крена, направления, тангажа и высоту полета обеспечивает четырехканального типа автопилот АП-34.

Пассажирская модификация может вмещать до 18 кресел, а транспортная − 24 места. Внутренний климат, поддержку тепла и холода контролируют КО-50 (керосиновый обогреватель) и специально разработанная система вентиляции. Благодаря навигационным приборам и радиооборудованию Ми-8 может совершать полеты, несмотря на погодные условия и время суток.

В зависимости от способов применения существует колоссальная разница между модификациями. Одни из первых Ми-8 взлетали в воздух благодаря двум двигателям ТВ2-117. Их мощность составляла 1500 л.с., а 10-ступенчатый компрессор запускался от стартера-генератора ГС-18ТО. Запуск стартера-генератора первого двигателя питается от шести аккумуляторных батарей 12САМ28 напряжением 24 В, а второй – от стартера-генератора уже работающего двигателя.

Во время работы двигателей ГС-18ТО выдается напряжение 27 В в систему основного электроснабжения. Два аккумулятора установлены в грузовой кабине, а остальные четыре вмонтированы в пилотской кабине. Хоть их емкость и небольшая, все же она не мешает питать электроэнергией пять запусков двигателей поочередно. Они отдают ток свыше 600-800 ампер, заряжаясь при этом от генераторов (постоянный ток) и могут автоматически включаться и выключаться. Эта способность стала возможной благодаря дифференциально-минимальным реле (контроль работы генератора).

Преобразователь ПТ-500Ц питает гироскопические приборы трехфазным напряжением 36 вольт. Генератор СГО-30У дает однофазный ток (208 В) в элементы обогрева лобовых стекол и винтов. От СГО-30У отходят два однофазных трансформатора ТС/1-2 и Тр-115/36. Первый питает навигационное оборудование, а второй – приборы контроля трансмиссии и двигателей. В случае неполадок и отказа работы СГО-30У все оборудование в автономном режиме переходит к преобразователю ПО-750А.

Более поздние серии Ми-8МТ, Ми-17 и другие значительно отличаются от базовой модели. Установленные двигатели ТВ3-117 намного мощнее. Подачу воздуха к стартерам осуществляет ВСУ АИ-9В и стартерный генератор СТГ-3. Система электроснабжения выдает напряжение 208 В с частотой 400 Гц. Она питается от генераторов СГС-40ПУ, которые размещены на главном редукторе. Для запуска ВСУ и в случае необходимости аварийного питания установлены аккумуляторные батареи 12САМ-28.

Основное питание осуществляется тремя выпрямительными устройствами ВУ-6А. Первый генератор отвечает за подпитку током ВУ №1, элементов обогрева трансформатора и винтов, а второй питает ВУ №2 и №3, механизм обогрева стекол и ПЗУ двигателей. В отдельных модификациях дополнительно обогревается трансформатор ТС/1-2.

При отказе одного генератора ТС310С04Б переключается на второй; если же отказали оба, тогда запускаются преобразователи ПТ-200Ц и ПО-500А.

На вертолете установлены две гидросистемы: основная и дублирующая. Насос НШ-39М, установленный на главный редуктор, создает давление в каждой из них. Его регулировка происходит специальными автоматами ГА-77В. Поддержка в основной системе происходит двумя гидроаккумуляторами, в дублирующей – одним. Раздельные электромагнитные краны ГА192 включают гидропитание РА-60Б, КАУ-30Б общего несущего винта и двух КАУ-30Б управления поточного и поперечного типов.

Существует много видов модернизации Ми-8. Они делятся на типы:

1. Опытные

В-8 – первый опытный вертолет с одним установленным ГТД АИ-24В;

В-8А – второй экземпляр с наличием двух ГТД ТВ2-117;

В-8АТ – третий созданный опытный образец;

В-8АП – четвертая и последняя опытная модель.

2. Пассажирские

Ми-8П – вертолет пассажирского типа на 28 мест;

Ми-8ПА – модификация с двигателями ГТД ТВ2-117Ф;

3. Транспортники

Ми-8Т – вертолет транспортно-десантный;

Ми-8ТС – экспортный образец для ВВС Сирии. В учет конструкции принят сухой климат.

4. Многоцелевые

Ми-8ТВ – принят на вооружение СССР в 1968 году. Модификация включает в себя бронирование кабины пилотов, двигателей и капотов редуктора, а также наличие четырех ПТУР «Малютка» и пулемета А-12.7;

Ми-8АТ – двигатели ТВ2-117АГ;

Ми-8АВ – использовался для установки мин (до 200 штук) против сухопутных войск;

Ми-8АД – предназначен для установки малогабаритных противопехотных мин;

Ми-8МТ – двигатели ТВ3-117;

Ми-8МТВ – двигатели ТВ3-117ВМ;

Ми-8МТВ-5 – модифицированная носовая часть вертолета;

Ми-8МТКО – монтаж светотехники и приборов ночного видения;

Ми-171 – выдан сертификат Международного Авиационного комитета. Его модификации – Ми-171А1 и Ми-17КФ.

Также существовали Ми-8ТГ, Ми-14, Ми-18, Ми-8МСБ. Для особых случаев был разработан целый ряд вертолетов специального назначения. Следует отметить некоторые из них. К примеру, Ми-8ТЭЧ-24 использовался для техническо-ремонтных работ. На борту присутствовало слесарное и контрольно-проверочное оборудование. Ми-8СПА занимался поисковыми и спасательными работами. Ми-8К – артиллерийский воздушный корректировщик. Тот же Ми-8ВКП представлял непосредственно командный пункт воздушного плана. Воздушный госпиталь представлялся вертолетом Ми-8МБ.

Особо отличался от всех Ми-8АМТШ. Вертолет транспортно-штурмового типа широко используется многими странами. Оснащен комплексом вооружения и усиленным бронированием кабины пилотов и двигателя.

Разработка вертолета.

В 1960 г. ОКБ Миля М.Л. начало разработку нового транспортного вертолета, который бы заменил собой устаревший Ми-4. Опытный прототип с обозначением В-8 совершил первый полет в июне 1961 г. На вертолете был установлен один ГТД АИ-24 и четырехлопастной несущий винт от Ми-4. Позже конструкторы провели ряд усовершенствований. Силовую установку заменили на два ГТД TB2-117. Несущий винт стал пятилопастным.

Двигатель АИ-24.

Производство и выпуск.

С 17 сентября 1962 г. начались летные испытания. Вертолет полностью оправдал возложенные на него надежды. С 1965 г. он пошел в серийное производство под обозначением Ми-8. Конструкция данной машины оказалась настолько удачной, что его производство и модернизация продолжаются до сих пор. На сегодняшний день Ми-8 является одним из самых распространенных транспортных вертолетов в мире. Было выпущено более 8000 машин в разных модификациях. Вертолет эксплуатируется в более чем 50-ти странах мира.

Ми-8 кабина

По своей конструкции Ми-8 – вертолет одновинтовой схемы. Фюзеляж полумонококовый каркасный состоит из кабины пилотов, грузового отсека и хвостовой балки. Кабина пилотов трехместная рассчитанная на двух летчиков и бортмеханика. Грузовая кабина может быть приспособлена для перевозки грузов или оборудована сидениями для пассажиров. В транспортном варианте погрузка производится через двухстворчатый грузовой люк. Шасси трехопорное неубирающееся. Силовая установка состоит из двух ГТД ТВ2-117А (ТВ3-117МТ), 2х1710 (2х3065) л.с. Несущий винт пятилопастной с цельнометаллическими лопастями. Рулевой винт трехлопастной.

Двигатель ТВ2-117А.

Модификации вертолета.

Существует более 30-ти модификаций этой машины, основными среди которых являются Ми-8Т (транспортный) и Ми-8П (пассажирский). Ми-8АМТШ представляет собой десантно-штурмовой вариант с ракетным и пулеметным вооружением. Вертолет используется для выполнения широкого спектра задач, как в гражданской авиации, так и в ВВС. С 70-х годов Ми-8 использовался во многих военных конфликтах в разных уголках планеты.

Ми-8П (пассажирский).

Ми-8Т (транспортный).

Основные характеристики Ми-8

Максимальная взлетная масса вертолета составляет 12000 (13000) кг. Максимальная скорость 250 км/ч. Практический потолок 4500 м. Практическая дальность 480 км. Нагрузка может состоять из 4000 кг в грузовой кабине или 3000 кг на внешней подвеске. Пассажирский вариант рассчитан на перевозку 24 пассажиров. В различных десантно-транспортных модификациях вертолет может вместить около 30-ти солдат или 12 раненых на носилках с сопровождающими.

Полный список характеристик вертолета и модификаций.

Военный вариант:

Экипаж — 3 человека.

Максимальная взлетная масса — 13 000 кг.

Двигатель ГТД Климов ТВ3‑117 — 2.

Мощность — 2 на 1620 кВт.

Длина — 18,424/25,352 м.

Высота — 4,756/5,552 м.

Максимальная скорость — 250 км/ч.

Практическая дальность полета — 950 км.

Практический потолок — 5000 м.

Полезная нагрузка — до 24 солдат или 12 носилок с сопровождающими или 4000 кг груза.

Ми-8 видео

Источник

Силовая установка вертолета Ми-8

Технология работы членов экипажа при отказах силовой установки вертолета Ми-8. Неисправности турбин, их предупреждения. Условия работы и неисправности выхлопного устройства. Техника выполнения посадки с коротким пробегом с одним неработающим двигателем.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

В данной дипломной работе мне предстоит разобрать силовую установку, ознакомиться с ее особенностями. Описать отказ (выключение) одного двигателя в полете, особенности летной и технической эксплуатации, технологию работы членов экипажа в особых случаях полета.

Назначение, краткая характеристика вертолета ми-8т.

Вертолет Ми-8 предназначен для перевозки пассажиров, багажа, грузов и почты в труднодоступной местности, а также для проведения специальных авиационных работ в различных отраслях народного хозяйства. По весовой категории вертолет Ми-8 относится к вертолетам 1 класса. Вертолет спроектирован по одновинтовой схеме с пятилопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. На вертолете установлены два турбовинтовых двигателя ТВ2-117АГ с взлетной мощностью 1100 кВт (1500 л.с.) каждый, что обеспечивает возможность посадки вертолета при отказе одного из двигателей.

Вертолет эксплуатируется в двух основных вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т

Силовая установка является источником энергии для привода несущего и рулевого винтов, а также агрегатов систем вертолета и двигателей. Она состоит из двух газотурбинных двигателей ТВ2-117АГ, систем и устройств, обеспечивающих их работу.

Двигатели установлены на потолочной панели центральной части фюзеляжа впереди главного редуктора симметрично относительно продольной оси вертолета. Каждый из двигателей имеет мощность 1100 кВт и работает независимо один от другого.

Для обеспечения высокой надежности работы и противопожарной безопасности, поддержания оптимального температурного режима двигателей и защиты их от влияния атмосферных явлений на вертолете установлены следующие системы и устройства: топливная и масляная системы, система воздушного охлаждения, пылезащитное устройство, система пожаротушения, капоты двигателей и главного редуктора. Пассажирский вариант вертолета предназначен для межобластных и местных перевозок пассажиров, багажа, почты и малогабаритных грузов. Он рассчитан на перевозку 28 пассажиров. Транспортный вариант предусматривает перевозку грузов массой до 4000 кг или 24 служебных пассажиров. По желанию заказчика пассажирский салон вертолета может быть оборудован в салон с повышенным комфортом на 11 или 7 пассажиров.

Вертолет Ми-8П может быть переоборудован в транспортный, санитарный варианты, а также варианты с увеличенной дальностью (перегоночный) и с внешней подвеской грузов.

Транспортный вариант так же, как и пассажирский, при необходимости переоборудуется в санитарный, перегоночный варианты и вариант с внешней подвеской грузов. Вертолет в санитарном варианте может перевозить 12 лежачих больных и сопровождающего медработника. Вертолет с внешней подвеской грузов перевозит крупногабаритные грузы массой до 3000 кг вне фюзеляжа.

Перегоночный вариант вертолета необходим для выполнения полетов с увеличенной дальностью (от 620 до 1035 км). В этом случае в грузовую кабину вертолета за счет коммерческой нагрузки устанавливают один или два дополнительных топливных бака. Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позволяющей с помощью бортовой стрелы поднимать (опускать) на борт вертолета грузы массой до 150 кг, а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину грузы массой до 2600 кг.

Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ ТВ2-117А (АГ)

вертолет двигатель выхлопной турбина

Турбовальный двигатель ТВ2-117АГ устанавливается на вертолете Ми-8. Силовая установка вертолета состоит из двух двигателей ТВ2-117АГ и главного редуктора ВР-8А.

Правый и левый двигатели взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка На вертолете двигатели подсоединены к одному главному редуктору, который передает суммарную мощность двигателей несущему и хвостовому винтам.

Особенностью конструкции ТВ2-117АГ является наличие в нем свободной турбины (турбины винта), мощность которой, передаваемая редуктору, составляет эффективную мощность двигателя. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. Эта особенность обеспечивает ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ двигателя: позволяет получать требуемую частоту вращения вала несущего винта вертолета независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя; облегчает раскрутку турбокомпрессора при запуске двигателя, позволяет получать оптимальный расход топлива при различных условиях эксплуатации двигателя; исключает необходимость использования фрикционной муфты (муфты включения) в силовой установке вертолета. Силовая установка вертолета имеет систему автоматического поддержания частоты вращения несущего винта с синхронизацией мощности обоих двигателей, двигатели ТВ2-117А с 1984 г. выпускаются с графитовым уплотнением узла II опоры ротора турбокомпрессора вместо контактно-кольцевого. Двигатели с указанным изменением имеют условное обозначение ТВ2-11АГ и по своим техническим параметрам и эксплуатации не отличаются от двигателей ТВ2-117А.

Основные характеристики двигателя ТВ2-117А (АГ):

Частота вращения свободной турбин. 12000 об/мин (100 %)

Мощность на выходном валу (взлетный режим). 1500 л.с.

2. ОТКАЗ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ

2.1 ПРИЗНАКИ ОТКАЗА ДВИГАТЕЛЯ

Под отказом двигателя понимаются случаи самопроизвольной полной или частичной потери мощности, а также случаи нарушения работоспособности силовой установки, требующие либо аварийного, либо нормального (с режима малый газ) выключения двигателя, либо уменьшения режима работы двигателя.

Полная потеря мощности одного двигателя в полете сопровождается:

резким изменением характера шума от работы двигателей;

изменением углового положения вертолета (пикированием, а также разворотом и кренением вправо) с уменьшением высоты полета, вызванным уменьшением частоты вращения несущего винта;

уменьшением частоты вращения турбокомпрессора, температуры газа, давления топлива и масла на входе в двигатель.

При отказе (выключении) одного двигателя автоматика выводит работающий двигатель на повышенный режим работы вплоть до взлетного в зависимости от величины шага несущего винта, выдерживаемой пилотом, и соответствующей ей частоты вращения несущего винта. Автопилот в этом случае стабилизирует или демпфирует изменения углового положения вертолета. Такая работа автоматики значительно уменьшает вызванное отказом двигателя падение частоты вращения несущего винта и разбалансировку вертолета, облегчает пилотирование, однако не исключает принятия пилотом энергичных мер по установлению наивыгоднейших режимов полета вертолета с отказавшим двигателем.

При частичном отказе одного из двигателей, когда происходит постепенное падение мощности, система автоматического поддержания частоты вращения несущего винта обеспечивает в начале отказа сохранение частоты вращения в заданном диапазоне. Поэтому такой вид отказа двигателя по «поведению» вертолета, как правило, не может быть обнаружен.

Пилот о таком виде отказа может судить по отклонениям от нормы параметров работы одного из двигателей (уменьшение частоты вращения ротора турбокомпрессора или понижение температуры газа перед турбиной и др.).

2.2 ВНЕЗАПНЫЙ ОТКАЗ ОДНОГО ИЗ ДВИГАТЕЛЕЙ

В этом случае уменьшением общего шага на 1-3°С не допустить падения оборотов Nнв ниже 89% (допускается кратковременное падение Nнв до 80% в момент отказа). Далее :

определить по показаниям приборов, какой из двигателей отказал. И выключить его. Закрыв соответствующий стоп-кран;

перевести РРУ работающего двигателя в крайнее верхнее положение;

закрыть пожарный кран остановленного двигателя;

выключить его генератор;

2.3 ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПРИ ОТКАЗЕ В ПОЛЕТЕ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ

При внезапном отказе в полете одного из двигателей на скорости и с запасом высоты (с резервом времени до перехода на посадку) командиру вертолета необходимо:

при \/пр. более 120 км/ч взятием ручки циклического шага на себя перейти на торможение вертолета с интенсивностью, обеспечивающей выход на полет Vпр=120-130 км/ч без потери высоты или с набором высоты;

отклонением левой педали вперед парировать стремление вертолета к развороту вправо;

при Vпр. менее 120 км/ч незначительным отклонением ручки «ШАГ-ГАЗ» вниз не допускать падение частоты вращения несущего винта менее 89%, а отклонением левой педали вперед и ручки управления на себя и влево парировать стремление вертолета к правому развороту и уменьшению угла тангажа;

определить по показаниям приборов, какой из двигателей отказал, и выключить его, закрыв соответствующий кран останова;

перевести рычаг раздельного управления работающего двигателя в крайнее верхнее положение;

закрыть перекрывной кран топлива остановленного двигателя или дать команду бортмеханику закрыть перекрывной кран топлива левого, (правого) двигателя;

установить изменением величины общего шага несущего винта взлетный режим работающему двигателю при частоте вращения несущего винта 92-93 %;

после стабилизации режима полета изменением общего шага установить режим, соответствующий Vпр.=120-130 км/ч, уменьшив по возможности режим работы двигателя;

произвести вынужденную посадку на ближайшем аэродроме (вертодроме) или на площадке, подобранной с воздуха и пригодной для посадки с коротким пробегом.

1. Запуск в полете отказавшего двигателя запрещается, кроме случаев самовыключения двигателя (двигателей) при полете вертолета в условиях обледенения, сильного снегопада и дождя, в этих случаях (если самовыключение двигателя в полете сопровождалось легким хлопком в районе силовой установки без повышения температуры газа перед турбиной’выше допустимой и без постороннего металлического звука) разрешается произвести запуск двигателя в полете, для этого необходимо определить по показаниям приборов, какой из двигателей выключился, закрыть соответствующий кран останова, а рычаг раздельного управления выключенного двигателя перевести на нижний упор и произвести запуск двигателя.

2. При невозможности безопасного продолжения полета на номинальном режиме работы одного двигателя разрешается использовать взлетный режим работы двигателя до выполнения посадки.

Время непрерывной работы двигателя на взлетном режиме не более 6 мин, допускается наработка до 60 мин, после чего двигатель и главный редуктор подлежат снятию. При внезапном отказе одного двигателя в полете на малой высоте и невозможности выполнения полета без снижения (без резерва времени до перехода на посадку) командиру вертолета необходимо:

незначительным отклонением ручки «ШАГ-ГАЗ» вниз не допускать падения частоты вращения несущего винта менее 89%. Отклонением левой педали и ручки циклического шага парировать, при необходимости, стремление вертолета к правому развороту и уменьшению угла тангажа;

изменением общего шага и отклонением ручки управления и педалей установить наивыгоднейший режим полета, обеспечивающий достижение подобранной площадки для безопасной посадки с одним работающим двигателем.

2.4 ПОЛЕТ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ

Полеты с одним неработающим двигателем выполняются в диапазоне скоростей, разрешенном для горизонтального полета, набора высоты и моторного снижения согласно РЛЭ п. 2.5.3.

Зависимость полетной массы вертолета, с которой возможен горизонтальный полет без снижения при отказе (выключении) одного из двигателей и работе второго на взлетном режиме от температуры окружающего воздуха и барометрической высоты полета при наивыгоднейшей скорости полета 120 км/ч приведена в РЛЭ, рис. 6.6.1.

При наличии у вертолета дефицита тяги, определенного согласно п. 3.1.3.7 и записанного в бортжурнале, необходимо массу, определенную по графику РЛЭ, рис. 6.6.1 уменьшить на величину дефицита.

При температуре воздуха равной и выше стандартной, массу, определенную по графику РЛЭ, рис. 6.6.1 необходимо уменьшить на 350 кг.

При включении пос двигателя и воздухозаборника полетную массу следует уменьшить на 700 кг..

При установленном (выключенном) ПЗУ двигателя полетную массу следует уменьшить на 300 кг.

Полет с одним работающим двигателем разрешается производить без последующих дополнительных ограничений по эксплуатации при режиме работы двигателя выше номинального в течение не более б мин.

При невозможности выполнения горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости 120 км/ч следует производить прямолинейный полет со снижением или полет с разворотом и со снижением на скорости, обеспечивающей достижение площадки, подобранной для посадки. Особое внимание при разворотах необходимо обращать на координированность действий (выдерживание положения шарика по авиагоризонту в центре) поскольку полет со скольжением приводит к значительному увеличена вертикальной скорости снижения.

2.5 ТЕХНИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ С КОРОТКИМ ПРОБЕГОМ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ

Посадку с одним неработающим двигателем, отказавшим при за пасе высоты и скорости полета над препятствиями, необходимо производить, по возможности, против ветра в следующем порядке:

снижение, начиная с высоты.100 М, выполнять на УПр=80 км/ при ветре у земли не более 5 м/с и на Упр=80-120 км/ч при ветре более 5 м/с с вертикальной скоростью снижения 2-4 м/с;

на предпосадочной прямой на высоте 50 м выключить ПОС работающего двигателя;

на высоте 5-10 м от земли до колес шасси ручку циклического шага отдать от себя, с тем, чтобы придать вертолету необходимый посадочный угол и избежать касания земли хвостовой опорой;

после приземления вертолета, при поднятой вверх ручке общего шага, для торможения вертолета на пробеге необходимо слегка взять на себя от нейтрального положения ручку циклического шага, использовать тормоза колес. Длина после посадочного пробега вертолета составляет 0-30 м в штиль с посадочной массой около 12 000 кг. Посадочная дистанция с высоты 15 м составляет при этом 115-85 м.

после остановки вертолета установить ручку циклического шага в нейтральное положение, вывести коррекцию влево с одновременным плавным сбросом общего шага.

При отказе одного двигателя в горизонтальном полете и при взлете на высотах менее 20-30 м в случае невозможности продолжения полета без снижения посадка выполняется прямо перед собой или с отворотом в сторону с гашением поступательной и вертикальной скоростей соразмерно со скоростью приближения к земле. При этом, в случае отказа двигателя на скоростях менее 60 км/ч на высотах более 15-20 м целесообразнее сразу же после парирования разбалансировочных моментов и незначительного сбора шага отдачей ручки от себя увеличить скорость до 60-80 км/ч, т.е. перейти на более выгодную скорость, обеспечивающую лучшие аэродинамические условия посадки с «подрывом»

При отказе одного двигателя на взлете на высотах более 30-50 м в условиях, обеспечивающих однодвигательный полет вертолета с положительной скороподъемностью или незначительной скоростью снижения, возможен полет по кругу с посадкой на площадку взлета. Пилотирование вертолета при этом необходимо производить в соответствии с рекомендациями РЛЭ п. 6.6.2.

При отказе двигателя на взлете в условиях фактической видимости ниже минимума для посадки (взлетная масса вертолета менее определенной из номограммы РЛЭ, рис. 6.6.1, на 1,3 т):

на высоте менее 20 м взлет прекратить и произвести посадку на летную полосу с гашением поступательной и вертикальной скоростей соразмерно со скоростью приближения к земле;

на высоте 20 м и более выполнить продолженный взлет. Для выполнения продолженного взлета после отказа двигателя и устранения разбалансировки вертолет перевести в разгон скорости до 120 км/ч при взлетном режиме работы двигателя. Набрать безопасную высоту и выполнить полет на запасной аэродром (вертодром), минимум которого не хуже минимума КВС для посадки на нем.

При отказе одного двигателя на висении происходит резкое снижение вертолета с разворотом вправо, причем пилот первоначально замечает снижение. Если отказ двигателя происходит на высотах менее 5 м, то действия пилота сводятся к парированию разбалансировочных моментов педалями и ручкой циклического шага и к увеличению общего шага. Увеличение общего шага необходимо производить с исходного практически сразу и соразмерно скорости приближения к земле.

Если отказ двигателя происходит на высотах более 5 м, то после парирования разбалансировочных моментов необходимо незначительно уменьшить общий шаг для замедления темпа падения частоты вращения несущего винта и отклонением ручки циклического шага придать вертолету незначительное поступательное движение вперед для создания более выгодных аэродинамических условий посадки с «подрывом». Приземлять вертолет на основные колеса шасси необходимо строго вертикально, удерживая его от боковых перемещений ручкой циклического шага.

При выполнении вынужденной посадки на лес необходимо, по возможности, выбрать для посадки наиболее ровный участок леса с расстоянием между стволами деревьев не более 10-15 м, избегая отдельно стоящих больших деревьев. Снижение выполняется в соответствии с рекомендациями РЛЭ. Уменьшение поступательной и вертикальной скоростей необходимо начинать с высоты 40-50 м от уровня верхушек деревьев отклонением ручки управления на себя и плавным увеличением общего шага с таким расчетом, чтобы к моменту касания колесами шасси верхушек деревьев мощность двигателя была взлетной, а поступательна, скорость не более 10-15 км/ч.

При этом перед касанием деревьев, для избежания лобового удара, следует придать вертолету положение на кабрирование и выключить работающий двигатель краном останова.

Произвести более энергичное увеличение общего шага в момент касания фюзеляжем верхушек деревьев, что даст возможность не допустить значительных вертикальных скоростей снижения к моменту начала касания деревьев несущим винтом.

При посадке на лес высотой менее 4-5 м за поверхность приземлен принимать землю.

2.6 ВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ В УЧЕБНЫХ ЦЕЛЯХ

При выключении двигателя в полете в учебных целях необходимо рычаг раздельного управления выключаемого двигателя перевести вниз до упора (двигатель на режиме малого газа должен проработать не менее 1 мин); ручку управления остановом двигателя перевести в положение «ЗАКРЫТО»; выключатель ПОЖАРН. КРАН установить в положение «ВЫКЛ.» При выполнении полета следить за параметрами работающего двигателя, которые должны соответствовать рекомендациям РЛЭ 7.5.

2.7 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ В УЧЕБНЫХ ЦЕЛЯХ

Запуск двигателя в полете производить аналогично автономному запуску на земле.

2.8 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ ПРЕКРАТИТЬ

Произошло зависание оборотов двигателя в течение 3 с. в процессе выхода на режим малого газа;

Нет воспламенения топлива;

Появилась течь топлива, масла или появились другие признаки ненормальной работы двигателей, редуктора или агрегатов;

Отсутствует увеличение давления масла по манометру;

Произошло превышение температуры газа и давление масла в двигателе или редукторе выше допустимых значений;

Напряжение борт сети устойчиво падает ниже 16 В;

Загорелось или мигает светосигнальное табло СТРУЖКА ЛЕВ. ДВИГ., СТРУЖКА ПРАВ. ДВИГ.

2.9 АВАРИЙНОЕ ВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ

Аварийное выключение двигателя производить в следующих случаях:

при уменьшении давления масла ниже 2 кгс/см? или повышении температуры масла в двигателе выше 125 °С;

при повышении температуры газа перед турбиной компрессора выше нормы;

при резком падении частоты вращения турбокомпрессора;

при сильном выбивании пламени из выхлопного патрубка;

при опасной в пожарном отношении течи топлива или масла;

при возникновении пожара в отсеке двигателя.

На земле, кроме указанных выше случаев, аварийное выключение двигателя производится при резком падении давления масла в главном редукторе ниже 2 кгс/см?. двигатель может быть выключен стоп-краном с любого режима без перевода его на малый газ и охлаждения.

3. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117АГ

3.1 ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ КОМПРЕССОРА ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Компрессор двигателя ТВ2- 117 АГ

В процессе эксплуатации двигателей отмечаются следующие характерные неисправности узлов и деталей компрессора.

1. Разрушение лопаток ротора, что происходит по следующим основным причинам.

Попадание посторонних предметов в двигатель при техническом обслуживании или при стоянке вертолета. Наибольшую опасность представляет попадание в компрессор металлических предметов. Поэтому после окончания какого-либо вида технического обслуживания, а также при наличии вероятности попадания посторонних предметов перед запуском необходимо тщательно осмотреть входную часть двигателя и специальной рукояткой вручную прокрутить турбокомпрессор. Попадание в двигатель легких посторонних предметов на взлете ив полете (например, небольшой птицы) менее опасно, так как в этих случаях вероятность разрушения рабочих лопаток несколько ниже.

Примерзание лопаток ротора к корпусу при стоянке, вертолета в условиях пониженных температур окружающего воздуха. Вследствие малой величины монтажных зазоров между торцами рабочих лопаток и корпусом попадание в эти зазоры даже небольшого количества влаги может приводить к примерзанию рабочих лопаток. Влага при стоянке вертолета попадает в проточную часть двигателя при неплотно закрытой заглушке воздухозаборника, возможна конденсация влаги при охлаждении двигателя после его выключения. Запуск или даже холодная прокрутка (стартером) двигателя с примерзшими лопатками ротора приводит к их поломке или опасной деформации.

Ротор компрессора ТВ2- 117АГ.

Для предупреждения поломки лопаток в этих условиях следует перед запуском двигателя (или перед холодной прокруткой) провернуть ротор турбокомпрессора вручную. При обнаружении примерзания лопаток (ротор не проворачивается) необходимо продуть проточную часть двигателя теплым воздухом от аэродромного подогревателя.

Неэффективность (отказ или неправильное пользование) системы обогрева входной части компрессора. Обледенение деталей входной части компрессора и двигателя обычно сопровождается скалыванием с них кусочков льда и попаданием их на лопатки компрессора. Вследствие большей частоты вращения рабочих лопаток первой ступени компрессора попадание на них даже небольших частичек льда создает забоины на лопатках и может вызвать в последующем их разрушение. Неэффективность системы обогрева наблюдается обычно при работе двигателя в условиях обледенения на низких режимах из-за недостаточной температуры воздуха, отбираемого для обогрева.

Особенно значительное уменьшение температуры воздуха на входе в противообледенительную систему возможно при планировании вертолета. Поэтому при планировании с работающими двигателями в условиях возможного обледенения нельзя допускать снижение птк меньше 85%. Соответственно для предупреждения разрушения лопаток компрессора частицами льда необходимо в условиях обледенения избегать пониженных режимов работы двигателя и при ручном управлении системой обогрева включать ее заблаговременно, до наступления обледенения.

Помпаж компрессора, в процессе которого возникает повышенная вибрация лопаток и всей конструкции компрессора; лопатки испытывают переменные нагрузки и при наличии забоин, рисок, царапин могут разрушаться. Конструктивные и профилактические меры борьбы с помпажом изложены выше.

При обнаружении в полете разрушения лопаток компрессора двигатель следует немедленно выключить.

Профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение разрушения лопаток компрессора, являются: строгое соблюдение правил технической эксплуатации компрессора техническим и летным составом, тщательный визуальный и инструментальный контроль состояния лопаток, проверка времени выбега ротора турбокомпрессора экипажем при останове двигателя, строгое соблюдение рекомендаций по эксплуатации двигателей в условиях запыленного воздуха и условиях возможного обледенения входной части.

Разрушение подшипников опор, что происходит по следующим эксплуатационным причинам.

Выборка радиальных зазоров подшипников качения при запуске двигателя в условиях низких температур без предварительного обогрева. Обычно диаметр беговой дорожки внутреннего кольца подшипника при на прессовке на шейку вала увеличивается на 55-70% от величины номинального натяга, отчего соответственно выбирается зазор в подшипнике и при низких температурах наружного воздуха может быть выбран полностью. В процессе работы двигателя зазоры в подшипнике увеличиваются вследствие нагрева подшипника и вала.

Масляное голодание (недостаточность смазки), при котором шарики (ролики) подшипника нагреваются значительно быстрее колец, так как имеют меньшую массу, а кроме того, от колец тепло частично отводится через посадочные поверхности. При нагреве шарики расширяются и заклинивают между кольцами, что приводит к их оплавлению.

Признаками разрушения подшипников в полете является: увеличение вибрации двигателя, резкое повышение температуры масла и температуры газа перед турбиной, появление характерного скрежета и падение nтк. Разрушение подшипников также определяется по уменьшению выбега турбокомпрессора, по неравномерности усилий, необходимых для ручной прокрутки турбокомпрессора, и наличию металлической стружки на маслофильтре. При обнаружении разрушения подшипников в процессе подготовки двигателя к запуску запуск и дальнейшая эксплуатация его не разрешается. если разрушение подшипников обнаружено в полете, двигатель следует выключить.

3.2 ДЕФЕКТЫ НАРУШАЮЩИЕ РАБОТУ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

1. Срыв пламени и прекращение горения топливовоздушной смеси, происходящее вследствие помпажа компрессора, резкого уменьшения расхода воздуха при попадании на вход в двигатель посторонних предметов, уменьшения давления топлива перед форсунками ниже допустимой величины, резкого падения частоты вращения турбокомпрессора, особенно на большой высоте.

Определяется дефект по самовыключению двигателя.

Камера сгорания двигателя ТВ2-117АГ

2. Прогар жаровой трубы и корпуса камеры сгорания, что может происходить по следующим основным причинам:

из-за неполного сгорания топлива (например, при помпаже) и отложения нагара, изолирующего отдельные участки жаровой трубы от охлаждающего воздуха, что приводит к местным перегревам и, как следствие, к появлению местных температурных напряжений, короблению, трещинам и прорыву газов с высокой температурой во вторичный воздух; аналогичное явление может быть вызвано применением сортов топлива, не рекомендуемых для данного типа двигателя;

при превышении установленного времени непрерывной работы на форсированных режимах или при работе двигателя на температурном режиме выше допустимого;

из-за засорения или обгорания топливной форсунки, а также неудовлетворительного распыла топлива, вследствие чего факел пламени направлен не параллельно оси камеры сгорания и может достигать секций жаровой трубы.

3. Деформация жаровой трубы, корпуса, камеры сгорания и, как следствие, прогар или появление трещин, что может происходить по следующим причинам:

из-за резких тепловых ударов, возникающих при выводе непрогретого двигателя на повышенный режим или при выключении двигателя без предварительного охлаждения на режиме малого газа из-за превышения установленного времени непрерывной работы на форсированных режимах или при работе двигателя на температурном режиме выше допустимого.

В процессе технического осмотра вероятность прогара корпуса определяется по наличию мест с явными цветами побежалости или трещин. Общее изменение окраски корпусов камеры сгорания, выполненных из титановых сплавов, в процессе эксплуатации не является признаком перегрева, а является свойством сплавов.

Профилактическими мероприятиями, направленными на предупреждение вышеизложенных дефектов, являются строгое выполнение основных правил технической и летной эксплуатации двигателя, применение установленных сортов топлива и тщательный контроль основных параметров, определяющих работоспособность двигателя.

3.3 НЕИСПРАВНОСТИ ТУРБИН И ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ

Охлаждение турбин: Увеличение надежности и рока службы турбин достигается охлаждением их наиболее нагруженных в тепловом отношении деталей. Охлаждение деталей турбин осуществляется вторичным воздухом и воздухом, забираемым за VIII ступенью компрессора.

Вследствие большой зависимости механических и тепловых нагрузок, действующих на детали турбин, от эксплуатационных факторов и полетных условий в процессе эксплуатации двигателей возможно появление ряда неисправностей. Наиболее характерными из них являются следующие.

Турбина двигателя ТВ2-117АГ.

1. Вытяжка рабочих лопаток турбины. Вследствие длительного воздействия на рабочие лопатки центробежных сил в условиях высокой температуры в них могут возникать пластические деформации, выражающиеся в постепенном удлинении лопаток. Это явление называется ползучестью материала. Вытяжка рабочих лопаток вызывает уменьшение радиального зазора между торцами лопаток и металлокерамическими вставками корпуса и может приводить к заеданию лопаток во вставках и поломку лопаток или вставок. Расчетами и экспериментальными исследованиями установлено, что при строгом выдерживании температурных режимов и режимов по частоте вращения в течение установленного. для данного двигателя заводом-изготовителем срока службы вытяжка турбинных лопаток находится в допустимых пределах. Основными причинами вытяжки рабочих лопаток в процессе эксплуатации двигателя являются:

повышение температуры газа перед турбиной выше допустимой в результате неисправностей в системе автоматического регулирования подачи топлива и в системе синхронизации режимов работы двухдвигательной вертолетной силовой установки, ранней подачи рабочего топлива в двигатель при запуске, помпажа компрессора и т. п.;

превышение допустимого времени непрерывной работы двигателя на форсированных режимах. Так как при работе двигателя на номинальном и взлетном режимах не только температура газа перед турбиной максимальна или близка к максимальной, но и механические нагрузки на

лопатки (особенно от действия центробежных сил) достигают наибольших значений; поэтому время работы на этих режимах ограничивается.

Необходимо также иметь в виду, что при работе двигателя на малом газе температура газа перед турбиной высокая, а эффективность системы охлаждения турбины, вследствие низкого давления воздуха, создаваемого компрессором, недостаточна. По этой причине время непрерывной работы двигателя на малом газе также ограничивается.

Свободная турбина двигателя ТВ2-117АГ.

При чрезмерной вытяжке лопаток заедание их во вставках корпуса обнаруживается по увеличению усилий, необходимых для ручной прокрутки ротора турбины. Очень важным фактором, позволяющим экипажу своевременно обнаружить недопустимую вытяжку рабочих лопаток, является уменьшение времени выбега ротора после остановки двигателя. При значительной вытяжке лопаток и появлении на металлокерамических вставках дорожек, выработанных на металлокерамических вставках гребешками лабиринтов лопаток, происходит торможение вращения ротора и в ответ на это автоматически увеличивается подача топлива в двигатель для сохранения постоянными мощности и частоты вращения ротора. Это приводит к росту температуры газа существенно выше допустимой. Заедание лопаток в вставках корпуса может быть обнаружено также по появлению постороннего звука в роторе двигателя.

2. Обгорание сопловых и рабочих лопаток турбины. Это происходит из-за нарушения процесса сгорания топлива в камере сгорания, значительного увеличения температуры газа и при большой неравномерности температурного поля перед турбиной. Основными причинами создания неравномерного поля температур газа перед турбиной являются помпаж компрессора и неправильная работа камеры сгорания. Обгорание лопаток приводит к изменению сопротивления проточной части турбины потоку газа, уменьшению мощности и, как следствие, к еще большему росту температуры газа перед турбиной. Это еще больше усугубляет работу лопаток и может приводить к их разрушению.

3. Обрыв или разрушение рабочих лопаток турбины. Этот дефект является одним из самых опасных. Основные эксплуатационные причины обрыва или разрушения турбинных лопаток следующие.

Заброс температуры газа перед турбиной при запуске двигателя или вывод непрогретого двигателя на повышенный режим. При этом, как было изложено выше, профиль лопатки нагревается неравномерно и возникающие температурные напряжения могут вызывать образование микротрещин,, которые значительно снижают запас прочности материала лопатки.

Остановка двигателя без предварительного охлаждения на режиме малого газа, что представляет особую опасность при эксплуатации двигателя в условиях низких температур окружающей среды.

Попадание на рабочие лопатки посторонних предметов или элементов разрушившихся деталей проточной части двигателя(компрессора, камеры сгорания, соплового аппарата и строек опор ротора).

Повышенная вибрация двигателя или силовой установки, что приводит к усталостному разрушению лопаток. Вибрация двигателя может возникать вследствие частичного разрушения лопаток компрессора, помпажа компрессора, обгорания или частичного разрушения лопаток турбины. Усталостное разрушение лопатки может происходить у ножки или по перу. Положение опасного сечения зависит от величины напряжений, от предела усталостной прочности, на величину которых влияет неравномерность температуры по высоте лопатки, а также местоположения забоин и температурных трещин. Обычно опасное сечение находится на расстоянии 1/3 высоты лопатки. Иногда рабочие лопатки разрушаются по замковой части.

Усталостное разрушение лопатки происходит не сразу. Образовавшаяся трещина распространяется постепенно вглубь сечения лопатки, а когда сечение станет недостаточно прочным для восприятия центробежных усилий, лопатка обрывается. Время развития трещины составляет примерно от 5 до 25 ч работы двигателя.

Вытяжка рабочих лопаток, происходящая по причинам, изложенным в п. 1. Обрыв лопаток вследствие их вытяжки происходит с образованием шейки и тоже не сразу.

Вероятность обрыва и разрушения рабочих лопаток необходимо определять заблаговременно, а двигатель, предрасположенный к таким дефектам, должен сниматься с эксплуатации. Основными способами определения вероятности разрушения лопаток турбины при осмотре перед взлетом являются:

визуальный осмотр проточной части выходного устройства двигателями проточной части турбины в пределах видимости;

ручная прокрутка ротора турбокомпрессора и ротора свободной турбины (прокрутка ротора свободной турбины производится за лопатки последней ступени против хода вращения для отключения муфты свободного хода);

проверка времени выбега роторов двигателя при его остановке и прослушивание на предмет обнаружения посторонних шумов (при заедании ротора время выбега меньше допустимого и может прослушиваться посторонний шум).

Обрыв рабочей лопатки турбины в полете сопровождается резким хлопком в двигателе и появлением шлейфа сизого дыма из выходного устройства. Падение частоты вращения в начальный момент может не происходить. Дальнейшее развитие дефекта зависит от величины оторвавшейся части лопатки и последствий, которые этот обрыв вызывает. Обычно оторвавшаяся часть разрушенной лопатки, попадая в зазор между корпусом турбины и торцами следующих по потоку лопаток, вызывает изгиб этих лопаток и выпучивание корпуса турбины или разрушение металлокерамических вставок. Кусок разрушившейся лопатки движется в направлении выходного устройства и вызывает аналогичные деформации лопаток последующих ступеней.

Если двигатель продолжает работать, но на меньшей частоте вращения, то при этом увеличивается подача топлива и растет температура газа перед турбиной. При значительном падении частоты вращения и соответствующем переобогащении смеси в камере (из-за увеличения подачи топлива) происходит срыв пламени и двигатель самовключается.

Если оторвавшийся кусок лопатки вызывает заклинивание остальных, то двигатель сразу выключается.

При обрыве турбинной лопатки на высоких режимах работы двигателя сила удара лопатки о корпус настолько велика, что она пробивает его и может вызвать разрушение элементов силовой установки и элементов конструкции вертолета. В

Источник