что такое ршг на вертолете
Что такое ршг на вертолете
Faza:
а куда попал ТС? )))))
Так что ещё ему остаётся?
Человек робко про АВТОЖИР спросил, а тут слетелись волчары-восьмёрочники
Беслан, я тут скромно попкорн жую. третью пачку доедаю. )))))) думаешь спугнули? ;))
-Вот это разум отказывается воспринимать-
===
Лопасть любого винта имеет по длине геометрическую и аэродинамическую крутку.
Геометрическая-разница углов атаки НВ-может доходить до 10 градусов и выше. Наибольший угол атаки у комля.
Угол атаки НВ измеряется у комля лопасти. Если у комля он (+5), то на конце (-5).
Аэродинамическая крутка-разница толщины и кривизны профиля.
Концевые участки с отрицательным углом атаки и обеспечивают равскрутку НВ на РСНВ.
Ещё раз поправлюсь:
«только при ОТРИЦАТЕЛЬНЫХ углах атаки»
правильней наверное будет: «при ОТРИЦАТЕЛЬНЫХ углах установки. «
-Вот это разум отказывается воспринимать-
===
Лопасть любого винта имеет по длине геометрическую и аэродинамическую крутку.
Геометрическая-разница углов атаки НВ-может доходить до 10 градусов и выше. Наибольший угол атаки у комля.
Угол атаки НВ измеряется у комля лопасти. Если у комля он (+5), то на конце (-5).
Аэродинамическая крутка-разница толщины и кривизны профиля.
Концевые участки с отрицательным углом атаки и обеспечивают равскрутку НВ на РСНВ.
Ну. небольшая аналогия. Вот вы снижаетесь на параплане, строго вертикально. Подъёмная сила при этом равна площади на скоростной напор. Ни кренов ни тангажей (+/-) нет. Далее вы тянете ручку (клевант что ли?) левую скажем, вниз, до создания крена купола в 5 градусов. Вас неминуемо потянет ВЛЕВО, т.к. общая АЭ сила уже не будет напрвлена вдоль вектора G, а будет направлена «вверх и влево». Так же появится поперечный переток воздуха под куполом слева направо. Мы ведь (в моём примере) рассматриваем именно парашютирование. Никакого «обтекания» лопастей нет практически. Все мыслимые углы превышены, можно сказать, что НВ автожира находится в плоском штопоре. В общем вот в этом вопрос и есть: почему при левом крене купола мы перемещаемся так же влево. а по чертежу рис.53 при угле атаки +5* происходит перемещение ВПРАВО.
Если это понять, то дальнейшее становится ясным. Повторюсь: рассматриваем не какой-то гипотетический винт с его углами наклона, а конкретное сечение.
Что такое ршг на вертолете
Устройство вертолета
Часть 1. УСТРОЙСТВО ВЕРТОЛЕТА.
УПРАВЛЕНИЕ НЕСУЩИМ ВИНТОМ.
СХЕМЫ НЕСУЩИХ ВИНТОВ.
Все современные вертолеты по количеству несущих винтов можно разделить на одновинтовые и двухвинтовые. В свою очередь, двухвинтовые можно разделить на вертолеты соосной, продольной и поперечной схем. Вертолеты продольной и поперечной схем здесь рассматриваться не будут.
ВЕРТОЛЕТЫ ОДНОВИНТОЙ СХЕМЫ.
Кроме того, выпускают вертолеты с так называемым Х-образным, четырехлопастным РВ, лопасти которого имеют различные взаимные азимутальные углы установки на втулке (наподобие буквы X). РВ такого типа обладает преимуществами перед обычным (с равномерным азимутальным распределением лопастей) по уровню шума и уменьшению неблагоприятного воздействия на лопасти концевых вихревых шнуров, генерируемых соседними лопастями.
Основной расчетный режим работы РВ — висение вертолета. В режиме висения, РВ создает максимальную для установившихся режимов полета вертолета силу тяги, необходимую для уравновешивания реактивного момента НВ.
К достоинствам одновинтовой схемы относят относительную простоту и дешевизну конструкции. Одним из главных недостатков одновинтовой схемы является срыв потока на отступающей лопасти, проявляющийся на больших скоростях. Именно это основная, ограничивающая скорость полета причина. Следует упомянуть также возможность перехлеста лопасти НВ с хвостовой балкой на некоторых одновинтовых вертолетах. Данная опасность становится реальна в первую очередь при нахождении вертолета на земле в случаях: раскрутки и остановки НВ в условиях сильного ветра и взаимного влияния НВ соседних вертолетов на стоянке; при действии на НВ нисходящего потока от другого вертолета, пролетающего над вертолетной площадкой на высоте менее 40 метров. В полете такая опасность возникает вследствие интенсивного торможения резким переводом вертолета из пикирования в кабрирование (при высоких скоростях горизонтального полета), турбулентностью атмосферы и режимом вихревого кольца. Для избежания перехлеста лопасти с хвостовой балкой не рекомендуется снижать обороты НВ ниже установленных пределов для сохранения допустимого угла конуса лопасти НВ.
СООСНАЯ СХЕМА ДВУХВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА.
Соосная система НВ двухвинтового вертолета состоит из двух винтов одинакового диаметра, расположенных на одной оси и вращающихся в разные стороны. Реактивные моменты верхнего и нижнего винтов взаимно уравновешиваются, благодаря чему отпадает необходимость РВ. Верхний и нижний винты в соосной схеме разнесены по вертикали для исключения схлестывания лопастей. Верхний винт засасывает воздух из безграничного пространства и создает струю, отбрасываемую на нижний винт. Воздействие спутной струи верхнего винта вызывает уменьшение угла атаки и соответственно, подъемной силы нижнего винта. Вследствие сужения нисходящего потока, отбрасываемого верхним винтом, концевые участки лопастей нижнего винта работают на режимах, аналогичных верхним лопастям, при этом, концевые участки лопастей нижнего винта засасывает некоторое количество воздуха из окружающего пространства. Соосный НВ вовлекает в движение воздушную массу на 20 % большую, чем НВ вертолета одновинтовой схемы. Поскольку воздушный поток верхнего винта закручен в сторону, противоположную вращению нижнего винта, окружные скорости обтекания сечений лопастей нижнего винта возрастают на величину скорости закрутки, что улучшает аэродинамическую эффективность соосной схемы. Аэродинамическая эффективность соосного винта всегда на 3…10 % выше, чем у НВ вертолета одновинтовой схемы. Диаметр соосного НВ несколько меньше чем одновинтового, поэтому, в режиме висения при равных условиях, соосный вертолет требует на несколько большей мощности двигателей, чем одновинтовой. Практически же отсутствие РВ и хвостовой трансмиссии обеспечивает соосному вертолету значительно меньшую массу собственной конструкции и большую массу полезной нагрузки при равной с сопоставимым одновинтовым вертолетом полетной массе, а отсутствие затрат мощности двигателя на привод РВ (на одновинтовых вертолетах затраты составляют около 10 % от мощности двигателей) – больший статический потолок при одинаковой мощности двигателей и полетной массе. При висении на одинаковой малой высоте от колес шасси до поверхности земли, положительное влияние воздушной подушки оказывается меньшим, чем для одновинтового вертолета, что объясняется более высоким расположением в целом соосных НВ, и большим экранирующим влиянием фюзеляжа. В режиме горизонтального полета на высокой скорости соосный НВ имеет большее лобовое сопротивление, чет одновинтовой НВ, что снижает максимальную скорость полета вертолетов соосной схемы. Путевое управление вертолетом (повороты и развороты) осуществляется в основном дифференциальным (раздельным) изменением реактивных моментов несущих винтов и отклонением рулей направления (располагаемых на киле), а продольно-поперечное управление — одновременным изменением направления тяги верхнего и нижнего винтов. Важной особенностью соосного вертолета является установка двух автоматов перекоса на одной колонке (рис.5).
РАБОТА НВ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА.
1 ч. Этот режим используют при взлете и висении у земли, наборе высоты, полете с максимальной скоростью и нормальной полетной массой в благоприятных атмосферных условиях;
· взлетном, на котором двигатели развивают максимальные мощность и крутящий момент при максимально допустимых значениях частоты вращения турбокомпрессора и температуры газов перед турбиной. По условиям прочности деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме ограничено
6 минутами. Взлетный режим используют при взлете, висении и наборе высоты вертолета с полетной массой, большей нормальной, в условиях повышенной температуры наружного воздуха или барометрической высоты взлетной площадки, а также при полете на одном двигателе. Как правило, мощность двигателей на номинальном режиме составляет 85. 90 %, а на крейсерском — 70. 80 % от взлетной. При взлете по ветру и полете на предельно малых высотах в штилевую погоду в воздухозаборники турбокомпрессора могут попадать горячие отработанные газы, частицы песка и соль (при полете над морем). Песок и соль, попадая в турбокомпрессор, повреждают лопатки турбокомпрессора, что уменьшает срок его службы. Отработанные газы ухудшают производительность турбокомпрессора. Поэтому, как правило, на воздухозаборники устанавливаются специальные фильтры (несколько уменьшающие производительность турбокомпрессора), а также, на некоторых вертолетах, забор воздуха при взлете осуществляется помимо воздухозаборников, через специальные устройства. После набора соответствующей высоты и (или) разгона до определенной скорости данные устройства отключаются и в работу включаются основные воздухозаборники. Несмотря на принятые технические меры, во избежание преждевременного износа турбокомпрессоров и выхода из строя двигателей не рекомендуется взлетать против ветра, затягивать взлет в штиль и летать на предельно малых высотах над песчаной поверхностью с низкой скоростью. Также, по описанным выше причинам, не рекомендуются низкие полеты над морем.
Корпус вертолета включает фюзеляж, горизонтальное оперение (стабилизатор), вертикальное оперение (киль) и иногда крыло. Форма фюзеляжа определяется конструктивной схемой, аэродинамической компоновкой, назначением и условиями эксплуатации вертолета. Поскольку над центральной частью фюзеляжа располагаются гондолы двигателей, редукторного и вентиляторного отсеков, а также неубирающиеся шасси, фюзеляж далек от симметричных удобообтекаемых форм самолетов. Наиболее характерен в этом отношении фюзеляж вертолета одновинтовой схемы с его длинными хвостовой и концевой балками, на которых крепится РВ. Фюзеляж вертолета соосной схемы отличается меньшим удлинением, большей симметрией и компактностью. Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в горизонтальном полете ось вала НВ иногда выполняют наклоненой вперед от вертикальной оси вертолета на угол 4. 6°, в результате чего фюзеляж на крейсерской скорости полета располагается почти по потоку. Кроме того, фюзеляж некоторых одновинтовых вертолетов скомпонован так, что ось вала НВ отклонена от вертикальной оси вертолета вправо на угол 2—3°, если смотреть по полету сзади. Благодаря этому уменьшается потребное для балансировки накренение вертолета вправо на висении и малых скоростях полета, а также обеспечивается вертикальный взлет вертолета с одновременным отрывом от земли основных стоек шасси и приземление на обе основные стойки. Крыло не обязательно для полета вертолета, а на режимах висения, вертикальных перемещений и малых скоростей горизонтального полета оно уменьшает весовую отдачу машины. При установке крыла на вертолет преследуют две основные цели: частичную разгрузку (до 20%) НВ на больших скоростях полета, подвеску различного оборудования. Кроме того, крыло несколько улучшает балансировку и устойчивость вертолета, а при соответствующих размерах может быть использовано для размещения в нем топливных баков и убирающегося в полете шасси. Крыло, как правило устанавливают в центральной части фюзеляжа позади центра масс вертолета.
Стабилизатор предназначен для улучшения характеристик продольной балансировки и устойчивости вертолета. Применяют неуправляемый и управляемый стабилизатор. Управление стабилизатором сблокировано с управлением общим шагом НВ таким образом, что при увеличении общего шага НВ увеличивается и угол установки стабилизатора. Это способствует улучшению продольной балансировки и управляемости вертолета. Стабилизатор устанавливают на конце хвостовой балки для максимально возможного увеличения расстояния до центра масс вертолета, а также уменьшения вредного индуктивного воздействия НВ. На одновинтовых вертолетах с длинной хвостовой балкой площадь стабилизатора значительно меньше, чем на соосных. Компоновка соосного вертолета, как правило, не позволяет осуществить достаточный вынос стабилизатора, поэтому увеличивают его площадь для обеспечения хорошей продольной устойчивости.
Тема № 10. Система регулирования и управления двигателем ТВ2-117 на вертолете Ми-8
Кафедра: «Эксплуатация летательных аппаратов».
Система регулирования и управления двигателем ТВ2-117 на вертолете Ми-8.
Компьютерная обработка: студенты и
Пособие предназначено для студентов 2-го курса специальности 130300, изучающих конструкцию двигателя ТВ2-117 по дисциплине «Авиационная техника».
Размер файла: 714 кб.
Файл помещен в компьютере «Server» ауд. 113-5
Имя файла: E:\ ПОСОБИЯ \ ТВ2-117 \ ТЕМА10 \ тема10.doc
Дата составления: 8 февраля 2005 г.
Дата внесения изменений: 8 февраля 2005 г.
Допущено для использования
в учебном процессе.
Протокол заседания кафедры «ЭЛАиД»
№ ______ от «___» ___________ 2005 г.
10.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕ РЕГУЛИРОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ
Система регулирования и управления двигателем включает в себя:
— топливную систему двигателя ТВ2-117;
— гидравлическую систему двигателя ТВ2-117;
— систему ограничения температуры газа двигателя ТВ2-117;
— систему электропитания и запуска двигателя ТВ2-117;
— систему объединенного управления ШАГ-ГАЗ вертолета Ми-8;
— систему управления остановом двигателей вертолета Ми-8;
— приборы, контролирующие параметры работы двигателя.
Краткое описание и принцип действия всех систем, входящих в систему регулирования и управления двигателем, приведены в соответствующих учебных пособиях.
Система регулирования и управления двигателем обеспечивает:
а) запуск двигателя на земле и в воздухе;
б) поддержание устойчивой работы двигателя на всех установившихся режимах;
в) изменение режима работы двигателя;
г) надежную работу двигателя на переходных режимах;
д) ограничение максимального расхода топлива, максимальных чисел оборотов ротора компрессора, максимальной температуры газа перед турбиной компрессора, приведенных чисел оборотов ротора компрессора или максимальной степени сжатия в компрессоре;
е) поддержание частоты вращения несущего винта вертолета в заданных пределах;
ж) поддержание равенства мощностей двигателей при работе на несущий винт;
з) останов двигателя
10.2. РЕГУЛИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117
Регулирование при запуске.
Работа системы регулирования и управления при запуске двигателя указана в пособии «Система запуска двигателя ТВ2-117».
Регулирование на установившихся режимах.
Регулирование двигателя на режимах от малого газа до крейсерского и на взлетном режиме осуществляется перенастройкой центробежного регулятора частоты вращения ротора компрессора, размещенного в агрегате НР-40*. Перенастройка регулятора числа оборотов ротора компрессора осуществляется рычагом (рис. 7.6. поз.15) управления топливного насоса НР-40, кинематически связанного с ручкой «Шаг — Газ».
На крейсерских и номинальном режимах система обеспечивает автоматическое поддержания числа оборотов ротора свободной турбины и режим двигателя определяется регулятором числа оборотов ротора свободной турбины. При движении ручки «Шаг — Газ» происходит изменение загрузки несущего винта и регулятор РО-40 изменяет режим работы двигателя так, чтобы поддержать число оборотов несущего винта в заданном пределе.
Подробно работа регуляторов НР-40 и РО-40 изложена пособии «Топливная система двигателя ТВ2-117».
Регулирование при приемистости двигателя осуществляется резким (за 1¸2 с) перемещением рукоятки «Шаг — Газ» в сторону максимальных чисел оборотов. При даче полной приемистости рукоятка «Шаг — Газ» перемещается от упора «Малый газ» до упора «Максимальные обороты».
При перемещении рукоятки «Шаг — Газ» регулятор числа оборотов ротора компрессора исключается из работы, и топливо подается через дроссельный пакет (рис.7.6. поз.34), который определяет скорость нарастания расхода топлива по времени.
В процессе приемистости закон изменения угла поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора такой же, как и при установившихся режимах работы двигателя. Закон изменения подачи топлива по времени выбран таким образом, чтобы в процессе приемистости имелись достаточные запасы по помпажу двигателя и температура не превышала допустимой величины. При повышении температуры выше допустимой дозировка топлива будет осуществляться ограничителем температуры.
Регулирование при снижении режима.
Снижение режима работы двигателя производится перемещением вниз ручки «Шаг — Газ». При резком перемещении ручки «Шаг — Газ» (за 1¸2 с) расход топлива может резко уменьшиться. Для предотвращения погасания пламени в камере сгорания при резком уменьшении подачи топлива в насосе-регуляторе имеется клапан минимального давления топлива (рис.7.6. поз.19¸21), поддерживающий минимальный расход топлива.
*На двигателях ТВ2-117 могут применяться агрегаты НР-40ВГ, НР-40ВА, НР-40ВР и РО-40ВА, РО-40ВР. В дальнейшем, если работа их узлов в составе системы регулирования и управления двигателя аналогичны, эти агрегаты будут обозначаться HP-40 и РО-40 без указания их модификаций.
Регулирование параметров двигателя.
1. Максимальный расход топлива ограничивается с помощью дозирующей иглы максимального расхода и работающего совместно с ней клапана постоянного перепада давления (рис.7.6 поз.47¸51). При этом косвенно ограничивается максимальная мощность двигателя в диапазоне температур на входе от —40 до +25° С. Максимальный расход топлива выбран таким, чтобы при температуре наружного воздуха +15° С мощность двигателя на взлетном режиме соответствовала ТУ двигателя.
2. Число оборотов ротора компрессора ограничивает центробежный регулятор (рис.7.6. поз.8¸18), расположенный в агрегате НР-40, при положении рычага управления 15 на упоре «Максимальные обороты». Начало срабатывания ограничителя — при числах оборотов ротора компрессора 98,5%.
3. Ограничение приведенных чисел оборотов ротора компрессора производится ограничителем приведенных чисел оборотов nт. к, расположенным в агрегате НР-40 (НР-40ВГ) (рис. 7.6. поз.22¸33), или ограничение степени сжатия в компрессоре — ограничителем степени сжатия, расположенным в агрегате НР-40ВР.
4. Температура газа перед турбиной компрессора ограничивается специальной системой, описание которой будет приведено ниже. На рабочих режимах работы двигателя максимальная температура газа поддерживается в пределах 865±5°С.
10.3. УПРАВЛЕНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ ВЕРТОЛЕТА Ми-8
10.3.1. Принципиальная схема системы управления силовой установкой вертолета Ми-8.
Управление силовой установкой вертолета Ми-8 осуществляется путем перемещения летчиком командных рычагов в кабине. Управляющее воздействие летчик может осуществлять следующим образом :
1) Перемещением ручки «Шаг-газ» (РШГ) (рис.10.1, поз.1) вверх (вниз). Это приводит к увеличению (уменьшению) мощности обоих двигателей и увеличению (уменьшению) углов установки лопастей несущего винта.
2) Вращением рукоятки коррекции (РК) 17 относительно летчика вправо (влево). Это приводит к увеличению (уменьшению) мощности обоих двигателей без изменения углов установки лопастей несущего винта.
Рис. 10.1. Система объединённого управления «Шаг—Газ»:
1— ручки «Шаг-газ»; 2— рычаги раздельного управления двигателями;
3,6,10— тяги управления двигателями; 4— замыкающий вал; 5,11— тяги управления общим шагом несущего винта; 7— тяги раздельного управления двигателями; 9— дифференциальный узел; 12— блок валов; 13— агрегат управления; 14— гидроусилитель управления общим шагом НВ; 15— рычаг управления общим шагом НВ; 16— рычаги управления HP-40; 17— рукоятка коррекции.
3) Перемещением правого (левого) рычага раздельного управления двигателями (РРУД) 2 от его нейтрального положения вверх (вниз). Это приводит к увеличению (уменьшению) мощности только правого (левого) двигателя без изменения углов установки лопастей несущего винта. Рычаги раздельного управления двигателями используются при раздельном опробовании двигателей на земле и выполнении полета с одним отказавшим двигателем. В настоящем пособии этот случай работы системы управления силовой установки рассматриваться не будет. В дальнейшем будем считать, что рычаги раздельного управления находятся в нейтральном положении.
4) Перемещением рукояток управления остановом двигателей (РУОД) (рис.10.2, поз.1) относительно лётчика от себя (на себя) приводит к закрытию (открытию) стоп-крана насоса-регулятора HP-40 (рис.7.6, поз. 59,60).
Перемещение РШГ, РК, РРУД приводит к изменению положения рычага управления (РУ) (рис.7.6, поз.15) на насосе-регуляторе НР-40. При этом изменяется затяжка пружины 11 регулятора оборотов, что приводит к изменению режима работы двигателя.
Рис. 10.2. Схема системы управления остановом двигателей :
1— рукоятка; 2,11— кронштейн; 2— болт; 4— крепление тросов на роликах;
5— ограничитель троса; 6,10— ролики; 7— тросы; 8— рычаги крана останова топливного насоса-регулятора HP-40; 9—тяги; 12—тендеры; 13— поводок
Управление режимами работы двигателей осуществляется агрегатами HP-40 и РО-40.
Насос-регулятор HP-40 обеспечивает поддержание или требуемое изменение частоты вращения ротора турбокомпрессора (nт. к), Настроечная характеристика HP-40 определяется профилем кулачка (рис.7.6, поз.14) и приведена на рис.10.3. На участие «А-Б» характеристики при повороте рычага управления 15 на увеличение режима работы двигателя кулачок регулятора увеличивает затяжку пружины маятника. Насос-регулятор при этом настраивается на увеличение подачи топлива. На участке «Б-В» кулачок регулятора контактирует с рычагом управления по поверхности с максимальным и постоянным радиусом. При этом затяжка пружины маятника максимальна и неизменна. Регулятор настроен на поддержание максимальных и постоянных оборотов турбокомпрессора.
.
Рис.10. 3. Настроечная характеристика насоса-регулятора HP-40 (H=0,V=0):
nт. к. зад — заданная (настроечная ) частота вращения ротора турбокомпрессора.
Регулятор оборотов РО-40 ограничивает частоту вращения ротора свободной турбины, а значит, и несущего винта. Ограничение обеспечивается уменьшением подачи топлива в камеру сгорания. При этом на всех режимах работы двигателя выполняется условие:
где nс. т. — частота вращения свободной турбины двигателя,
nс. т, зад — максимально допустимая (заданная) частота вращения свободной турбины.
Для двигателя ТВ2-117. nс. т, зад определяется настройкой регулятора РО-40 и равна 95 ± 2 %
Принципиальная схема системы управления силовой установкой вертолета Ми-8 приведена на рис.10.4.
Рис. 10.4. Принципиальная схема системы управления силовой установкой вертолёта Ми-8:
РК — рукоятка коррекции,
РРУД — рычаги раздельного управления двигателями,
РУ — рычаг управления насосом-регулятором HP-40,
АП — автомат перекоса,
РСК — рычаг стоп крана на насосе-регуляторе HP-40,
РУОД — рукоятка управления остановом двигателей.
nт. к — частота вращения ротора турбокомпрессора,
nс. т. — частота вращения свободной турбины,
jВ — угол установки лопастей несущего винта,
10.3.2. Совместная работа регуляторов частоты вращения турбокомпрессора и свободной турбины.
Совместная работа регуляторов HP-40 и РО-40, имеющих общий регулирующий орган — дозирующую иглу агрегата НР-40 (рис.7.6, поз,37) основана на том, что подачу топлива определяет тот из двух регуляторов, который в данный момент настроен на меньшую подачу топлива. Так как регулятор РО-40 при любом положении командных рычагов настроен на поддержание nс. т. £ nс. т, зад, а регулятор HP-40 на поддержание различных nт. к в соответствии с положением РШГ (см. рис. 10.3 ), то на различных режимах работы двигателей подачу топлива будут определять разные регуляторы.
На режиме «Малый газ» РШГ опущен вниз до упора, РК повернута влево до упора (введена левая коррекция ). Регуляторы HP-40 обоих двигателей настроены на подачу топлива, соответствующую nт. к = nт. к м. г.=64+2-1% (рис.10.3, рис.10.5, точка А). При этом мощности свободных турбин двух двигателей недостаточно для раскрутки несущего винта до частоты вращения nс. т, зад.=95±2%. Несущий винт и свободные турбины обоих двигателей вращаются с частотой 45±10% ( рис.10.5, т. Г ). Расход топлива будет определяться насосами регуляторами HP-40.
Для перевода двигателей на крейсерский режим работы летчик поворачивает РК вправо. При этом изменяется затяжка пружин регуляторов HP-40, которые увеличивают подачу топлива в соответствии с настроечной характеристикой (рис.10.3, рис.10.5 ). Частота вращения роторов турбокомпрессора и свободной турбины обоих двигателей увеличивается (рис.10.5, участки А-Д и Т-Е ). При достижении величины aр. у.. = aс. т. частота вращения свободной турбины достигнет величины nс. т, зад (т. Е ). В работу вступают регуляторы РО-40, которые ограничивают подачу топлива, поэтому в интервале (aс. т…aп. к.) роста частоты вращения роторов турбокомпрессора и свободной турбины не происходит. При aп. к. (введена правая коррекция) двигатели работают на крейсерском режиме. РШГ при этом продолжает находиться в нижнем положении, углы установки несущего винта минимальны (участок З-И).
Дальнейшее увеличение мощности двигателей осуществляется лётчиком перемещением РШГ вверх. При этом увеличиваются углы установки лопастей несущего винта (участок И-К ). Расход топлива будет определяться регуляторами РО-40, которые не допустят увеличения частоты вращения свободных турбин свыше nс. т, зад. Так как при перемещении РШГ верх растёт мощность, потребляемая несущим винтом, для поддержания nс. т, зад расход топлива будет возрастать. Следовательно, будет увеличиваться частота вращения роторов турбокомпрессоров двигателей (участок Л-М).
При достижении РШГ положения aпр частота вращения турбокомпрессора достигает максимальной величины (т. М). Это соответствует максимальному расходу топлива и, следовательно, максимальной мощности двигателей (взлётный режим). При дальнейшем перемещении РШГ вверх роста расхода топлива не происходит, а углы установка лопастей несущего винта возрастают, поэтому частота вращения свободных турбин, а значит и несущего винта, несколько снижается (участок Н-П).
Для снижения мощности двигателей лётчик выполняет обратные действия: опускает РШГ вниз до упора, вводит левую коррекцию.
Рис. 10.5. Совместная работа регуляторов HP-40 и РО-40
aс. т. — положение РУ, при котором nс. т, зад= nс. т, зад
aп. к. — положение РУ при введённой правой коррекции и нижнем положении РШГ
aпр.— положение РУ, при котором nт. к.= nт. к max
jВ — углы установки лопастей несущего винта
На всех эксплуатационных режимах работы двигателей (крейсерский, номинальный, взлётный) РК остаётся на правом упоре (введена правая коррекция). В полёте допускается вращение рукоятки влево для поддержания частоты вращения несущего винта в случае неисправности системы автоматического поддержания nс. т.. (если nс..т. превысит nс. т, зад).
10.4. СИСТЕМА ОГРАНИЧЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА
Система предназначена для автоматического ограничения до заданного предела температуры газа перед турбиной компрессора путем уменьшения подачи топлива к рабочим топливным форсункам двигателя. В систему ограничения температуры газа входят комплект (17 шт.) сдвоенных термопар Т-80Т, усилитель температуры УРТ-27 и исполнительный механизм ИМ-40 с электромагнитным клапаном МКТ-4-2.
Агрегат УРТ-27 представляет собой измерительное и усилительное устройства, выполненные с применением магнитных и полупроводниковых приборов. Датчиком температуры для агрегата являются сдвоенные термопары Т-80Т. Подсоединение термопар к агрегату от клеммной колодки осуществляется компенсационными хромель-алюмелевыми проводами. Компенсация температуры холодного спая термопар осуществлена внутри агрегата УРТ-27.
Схема электрических соединений усилителя ограничителя температуры показана на рис.10.6, а смонтированная в коллекторе проводка термопар — на рис. 10.7. Краткое описание и принцип работы исполнительного механизма ИМ-40 с электромагнитным клапаном МКТ-4-2 отражены в пособии «Топливная система двигателя ТВ2-117».
Термопары 8 (рис. 10.8) установлены на корпусе 9 соплового аппарата I ступени турбины компрессора. Крепление термопар к корпусу — фланцевое. Термопара имеет два изолированных друг от друга рабочих термоэлектрода и соответственно четыре контактных штыря на головке — два для работы в системе измерения температуры газа и два для работы в системе ограничения максимальной температуры.
Рис. 10.6.. Схема электросистемы усилителя ограничителя температуры газа:
1 — батарея термопар Т-80Т (17 шт.); 2 — колодка К-82; 3 — клеммная колодка; 4 — вилка; 5 — УРТ-27; 6 — электромагнитный клапан; 7—индикатор отказа; 8— включатель режима «Контроль»; 9— включатель питания; 10 — предохранитель; 11 — розетка; 12 — вилка
Рис. 10.7. Коллектор термопар (внешний вид)
Рис. 10.8. Конструктивная схема соединения коллектора термопар с усилителем ограничения температуры газа:
1, 5 — жгуты проводов; 2, 3 — колодки К-82; 4 — крышка для защиты колодок; 6 — коллектор термопар; 7 — колпачок для защиты клемм термопар; 8 — термопары; 9 — корпус соплового аппарата I ступени турбины компрессора
Коллектор 6 термопар состоит из двух стальных полуколец и крепится к фланцу корпуса соплового аппарата в шести точках. Коллектор имеет два съемных кожуха для доступа к уложенным в нем проводам. Из коллектора выходят два жгута 1 и 5, которые соединяются с двумя колодками 2 и 3 (колодки К-82), установленными на корпусе камеры сгорания и закрытыми сверху защитной крышкой 4. На клеммы термопар надеты защитные колпачки 7 для предохранения от повреждений.
От колодки 3 провода идут к измерителю температуры газа ИТГ-1Т, а от колодки 2 — к усилителю УРТ-27 ограничителя максимальной температуры. Соединительные провода от термопар до колодок (провода и 5) выполнены компенсационным проводом из хромеля и алюмеля сечением 0,5 мм2, от соединительной колодки до измерителя и усилителя — проводом того же материала сечением 2,5 мм2.
Каскады усиления представляют собой комбинацию магнитных и полупроводниковых усилителей с промежуточным преобразованием и усилением по переменному току.
Для получения устойчивости работы системы ограничения температуры в схеме применена вибрационная линеаризация релейной системы регулирования при помощи инерционной отрицательной обратной связи. Сигнал обратной связи снимается с электромагнитного клапана МКТ-4-2.
При повышении температуры газов сверх заданной происходит включение электромагнитного клапана МКТ-4-2. При включении электромагнитного клапана сигнал обратной связи локализуется и электромагнитный клапан снова включается. Описанный процесс будет циклически повторяться, пока повышается температура газов в двигателе и электромагнитный клапан работает с постоянной скважностью, с определенной частотой включения. Чем больше величина рассогласования температуры с заданной температурой, тем с большей скважностью работает электромагнитный клапан.
Пропорциональное изменение скважности агрегата от 0 до 100% происходит при изменении входного сигнала, соответствующего изменению температуры на 35° С выше заданной. Наиболее эффективное воздействие на топливную систему наступает при 50% скважности, и отградуированные показания задатчика агрегата соответствуют именно этой скважности.
При скважности около 100% на электромагнитный клапан выдается постоянный сигнал. В случае резкого заброса температуры газов примерно на 100° С выше точки настройки, когда даже полное включение электромагнитного клапана не способно снизить температуру газов, — срабатывает защита агрегата и выдается специальный сигнал с 4-й клеммы УРТ-27.
Усилитель УРТ-27 расположен на вертолете, электромагнитный клапан МКТ-4-2 — на исполнительном механизме, который крепится на среднем корпусе компрессора.
10. 5. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
Ниже приведены краткие сведения о приборах контроля параметров работы двигателя, которые не отражены в описании систем двигателя. Размещение приборов контроля двигателей в кабине экипажа приведено в пособии «Оборудование вертолета Ми-8».
Измеритель числа оборотов ротора компрессора. Измеритель контролирует обороты ротора компрессора и состоит из датчика Д-2 и измерителя ИТЭ-2.
Датчик Д-2 частоты вращения представляет собой трехфазный генератор переменного тока с постоянным четырехполюсным магнитом в качестве ротора. Датчик крепят на коробке приводов в передней ее части (рис.10.9, поз.3).
Измеритель частоты вращения ИТЭ-2 устанавливается на левой и правой приборных досках и показывает число оборотов ротора компрессора в процентах от максимальных чисел оборотов.
Рис. 10.9. Коммуникации электропроводки (вид на двигатель справа):
1 — свеча запальная СП-18УА; 2 — стартер-генератор ГС-18МО; 3 — датчик Д-2 частоты вращения ротора компрессора; 4 — коллектор проводов; 5 — датчик ИД-8 давления масла на входе в двигатель; 6 — крышка главного штепсельного разъема; 7 — электромагнит ЭМТ-224 клапана противообледенения
Термометр и манометры для масла и топлива. Датчики термометра масла (П-2), манометра масла (ИД-8) и манометра топлива (ИД-100) работают в комплекте с трехстрелочным указателем измерителя (УИЗ-3) и составляют с ним комплект электрического моторного измерителя ЭМИ-ЗРИ.
Указатель измерителя установлен на правой приборной доске в кабине экипажа.
Датчик П-2 термометра масла контролирует температуру масла на выходе из двигателя и представляет собой термометр сопротивления, устанавливаемый в магистрали выхода масла.*
Мембранный датчик ИД-8 манометра масла контролирует давление масла на входе в двигатель. Установлен справа на корпусе компрессора двигателя (рис.10.9, поз.5).
Мембранный датчик ИД-100 манометра топлива контролирует давление топлива в коллекторе I контура перед рабочими форсунками (рис.10.10, поз. 7).
Рис. 9.8. Коммуникации электропроводов (вид на двигатель спереди):
1 — заглушка главного штепсельного разъема; 2 — коробка вывода проводов; 3 — датчик ИД-8 манометра масла на входе в двигатель; 4 — датчик Д-2 частоты вращения ротора компрессора; 5 — хомут крепления коллектора проводов; 6 — коллектор проводов; 7 — датчик ИД-100 давления топлива перед рабочими форсунками
1. Богданов турбовинтовой двигатель ТВ2-117. Москва. Транспорт 1979г.
2. Данилов Ми-8. Устройство и техническое обслуживание. Транспорт 1988г.
3. Кеба эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М. Транспорт 1976г.
4. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. Техническое описание. М. Машиностроение 1977г.
5. Инструкция экипажу вертолета. М. Воениздат 1971г.
6. Конструкция и эксплуатация вертолетов. Под ред. 1987г.
*См. пособие «Силовая установка вертолета Ми-8»