АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

BASIC TECHNICAL DATA

Читайте также:
  1. AIR TRAVEL BASICS
  2. Basic notions of the grammatical description: grammatical form, grammatical meaning, paradigm, grammatical category
  3. Basic Oscilloscope Patterns
  4. Introduction. Basic concepts and definitions. Measurement, the measurement result, measurement errors and their classification, the accuracy of the measurement.
  5. Principles of transformation of biological and not electric signals in electric. Designs of sensors and electrodes, their basic characteristics
  6. The basic law of radioactive disintegration in the differential form. A constant of disintegration.
  7. Ввод и редактирование программы в среде QBASIC
  8. Задание 1. Создание макроса в среде Microsoft Visual Basic
  9. Макрокоманды на языке WordBasic
  10. Основные инструкции языка Visual Basic и отладка программ
  11. Основные элементы Visual Basic for Application

 

Engine designation………………..…………………………….….... ..….. ТВ3 – 117ВМ/ВМА
Engine type…..…………………………………………………...….. ..….. turbo shaft, with free turbine
Turbo compressor rotation direction………………………….……… ..….. counterclockwise
Free turbine rotation direction……………………………...……....... ….. counterclockwise
Engine may be equipped with optional inlet particle separator and heat deflection device (HDD).
Compressor:      
type………………………………………………… …...… axial  
number of stages…………………………………... ……..    
           

 


степень повышения статического давления на максимальной мощности в условиях Н=0, V=0, MCA, без ПЗУ, без отборов воздуха от компрессора…………     …….. не более 9,55
Расход воздуха через двигатель на максимальной мощности в условиях Н=0, V=0, MCA, без отборов воздуха……………………………….………………………………     ….… не менее 8,6 кг/с
Особенности конструкции компрессора: имеет поворотные лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) I, II, III и IV ступеней и клапаны перепуска воздуха.
Управление поворотом ВНА и НА, а также клапанами перепуска воздуха……………..……………………………………   ..…... автоматическое
Углы поворота лопаток ВНА и НА по лимбу на лопатке ВНА... ..…… от (27+1,5)° до (–6±0,5
Количество клапанов перепуска воздуха………………………... ….….. 2 штуки
место отбора воздуха для перепуска….…………. ..…... за VII ступенью

Величины отбора воздуха за ХII ступенью компрессора для систем вертолета указаны в таблице 1.1.

 

Таблица 1.1

 

Величина отбора воздуха
На СКВ вертолета На эжектор ПЗУ На ПОС ПЗУ На ПОС воздухозаборника вертолета при отсутствии ПЗУ
Не более 2,3% Не более 0,4% на всех режимах Не более 1,5% на взлетном режиме и не более 2,2%на малом газе. Не более 1% на взлетном режиме и не более 1,5% на малом газе.

 

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Включение отбора воздуха на СКВ вертолета в количестве 190 г/с разрешается на всех режимах при температурах наружного воздуха tн≤+15°С.

При температуре наружного воздуха tн≤+15°С отбор воздуха в количестве 180 г/с разрешается на режимах не выше максимального продолжительного (номинального), а в количестве 100 г/с на любых режимах.

2. Включение отборов воздуха на ПОС разрешается на всех режимах при tн≤+10°С.

3. При включении отборов воздуха соблюдать ограничения по максимально допустимым значениям частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газа перед турбиной компрессора.

4. В случае выхода из строя одного из двигателей силовой установки количество воздуха, отбираемое из компрессора второго двигателя, не должно превышать величину, указанную в таблице 1.1.

5. Воздух, отбираемый на СКВ вертолета, допускается использовать без специальной фильтрации, в случае появления в кабине запаха от СКВ вертолета рекомендуется эту систему отключить или переключить подачу воздуха на обводную линию с фильтром.

Камера сгорания:      
тип………………………………….. …………….. кольцевая,  
количество форсунок…...………... …………….. 12 штук.  
Турбина компрессора…………………………………….. …………….. осевая, двухступенчатая.  
Свободная турбина……………………………………….. …………….. осевая, двухступенчатая.  
Выхлопная система…………………………………….… …………….. нерегулируемая, выхлоп через патрубок под углом 65° к оси двигателя.  
compressor ratio at power setting of 2400 h.p. for Н=0, V=0, standard atmosphere, inlet particle separator and bleed air system off……...…….…....     ....….. not more than 9,55
Air consumption at power setting of 2400 h.p. for Н=0, V=0, standard atmosphere, inlet particle separator and bleed air system off……………………….…………………………………………...     .....…     not less than 8,6 kg/sec
  Compressor design peculiarities: compressor is equipped by variable inlet guide vanes (VIGV), variable guide vanes (VGV) of the I, II, III and IV compressor stages and air discharge valves.
VIGV, VGV position control and air discharge valves operation……………..……………..……………………………….   ..…... automatic
Angle range of VIGV and VGV position according to guide vane position indicator……………..…………………………………..…   ….… (27+1,5)°to (–6±0,5
Number of air discharge valves…………...…………………....…... ……..  
location…………………………………………….. .…... behind the VII stage
         

 

Air amount bleeded from behind the ХII compressor stage for helicopter systems needs are indicated in table 1.1.

Table 1.1

Bleed air amount
For helicopter environ-mental system. For inlet particle separator dust jettisoning. For inlet particle separator anti-icing system. For engine inlet anti-icing system if particle separator is removed
Not more than 2,3% Not more than 0,4% at all power settings. Not more than 1,5% at take off power and not more than 2,2% at idle. Not more than 1% at take off power and not more than 1,5% % at idle.

NOTE:

1. It is allowed to bleed air amount of 190 g/sec for helicopter environmental system at all the power settings provided OAT is tOAT≤+15°С.

If OAT is tOAT≤+15°С bleed air amount should be not more than 180 g/sec at all power settings lower than maximum continuous (nominal) power settings, and not more than 100 g/sec at all power settings.

2. It is allowed to bleed air for anti-icing system at all the ratings provided tOAT≤+10°С.

3. If air bleed is activated ensure that maximum TC RPM and gas temperature after compressor turbine limits are not exceeded.

4. In case of single engine failure bleed air amount from operating engine compressor should not exceed the amount, indicated in table 1.1.

5. Air bleeded for helicopter environmental system may be used without any filtration. It is recommended to switch off the system or use by-pass line equipped by the filter in case of odour appearance.

Combustion chamber:    
type………………..……………….. …………….. annular
number of fuel nozzles…............…... ……………..  
Compressor turbine…………………………………….…… …………….. axial, two-stage
Free turbine………..………………………………….…….. …………….. axial, two-stage
Exhaust unit……….……………………………………..… …………….. not controllable, exhaust gasses are expelled via exhaust duct situated at the angle of 65° relative to the engine axis

Масса двигателя:    
сухая……..……………………..….. …………….. не более 295±2 кг
в состоянии поставки……….….… …………….. не более 303+25кг

 

ПРИМЕЧАНИЕ:

В сухую массу не включены массы:

- топливного фильтра низкого давления с трубопроводами;

- коллектора термопар с термопарами;

- несливаемый остаток масла и топлива;

- элементов укупорки двигателя.

 

Габариты и расположение координат центра тяжести………….. …..… в соответствии с габаритным чертежом
Работоспособность двигателя обеспечивается при:    
температуре воздуха на входе в двигатель……................ ….… ±60°С
относительной влажности воздуха…................…. ….… до 100 %
температуре топлива на входе в подкачивающий насос.. ….… от –50°С до +60 °С
скорости полета………………………....………………… ……. от 0 до 400 км/ч
при высоте полета…………………………………………. .…… от 0 до 6000 м
Минимальное время между повторными выходами на чрезвычайный и взлетный режимы после непрерывно отработанного допустимого времени………………………...….     ……. 5 мин
Ресурс до I капитального ремонта……………………………..... ……. 1500 ч. (1500 циклов)
Назначенный ресурс………………………………….…………... ……. 4500 ч. (6000 циклов)
Срок службы до первого капитального ремонта…………...…... ……. 10 лет

ПРИМЕЧАНИЯ:

  1. После выработки гарантийного ресурса продление гарантийных обязательств изготовителем осуществляется согласно действующей эксплуатационной документации, на договорной основе.
  2. Предприятие-изготовитель гарантирует соответствие качества изделия настоящим основным данным при соблюдении Потребителем условий и правил хранения, транспортирования, монтажа и эксплуатации.
  3. Гарантийный срок хранения или эксплуатации – 6 лет с момента приемки изделия представителем Заказчика.
  4. Срок службы: 10 лет, в том числе срок хранения законсервированного и упакованного двигателя в деревянный контейнер – 6 лет в складских помещениях.

В срок хранения включается хранение на открытых площадках без навеса – до 4 лет в районах с умеренным, холодным и умеренно-холодным морским климатом.

  1. Срок хранения в условиях тропического климата – 2 года в складских помещениях.
  2. Срок хранения в металлическом контейнере – 10 лет во всех условиях хранения.

Срок эксплуатации включается в срок хранения.

  1. Гарантийная наработка (в пределах гарантийного срока эксплуатации) – 1000 часов. В наземной наработке учитываются все режимы и переменные процессы, используемые при проведении работ по техническому обслуживанию.
Виброскорости с первой кратностью к частоте вращения роторов двигателя, замеренные в плоскости его крепления…...   …….   не должны быть более 30 мм/с
Гидравлическое сопротивление ПЗУ при расходе воздуха G=8,6 кг/с в условиях Н=0, V=0, MCA…………………………….   …….   не более 150 мм вод.ст.
Скорости и направление ветра при запуске на земле не более:    
попутного и бокового…………………….………..….. ….… 10 м/сек
порыв………………………………………….…….…. ..…... 15 м/сек

Режимы работы и значения параметров двигателей при совместной работе приведены в таблицах 1.2, 1.3, 1.4.


 

Engine weight:    
dry weight.………………….…..….. …………….. not more than 295±2 kg
of the shipped engine…………….… …………….. not more than 303+25kg

NOTE:

Engine dry weight does not include:

- low pressure fuel filter and pipelines weight;

- thermocouples and thermocouple wiring and shielding weight;

- trapped fuel and oil weight;

- packing components;

Dimensions and CG location…………………………..................... …..… as indicated in engine outline drawing
Engine stable functioning is ensured for conditions:    
range of air temperature at inlet..……………….….. ...… ±60°С
relative humidity…………………….…...............…. ….… up to 100 %
fuel temperature at booster pump inlet…………….. ….… –50°С to +60 °С
flight speed range………………………....………… ……. 0 to 400 km/h
flight altitude range………………………………… …… 0 to 6000 m
Minimum time cool down time before regaining emergency or take off power after the settings were used for maximum allowed operation time…...………………………………………………….     …….     5 min
First overhaul period………………….………………………...….. ……. 1500 h (1500 cycles)
Service life limit………………………………………………….… ……. 4500 h (6000 cycles)
Calendar service life before first overhaul………......................…... ……. 10 years

NOTE:

  1. After guaranteed service life (warranty) has expired, it may be extended by manufacturer according to legal maintenance manuals on a contract basis.
  2. Manufacturer guarantees quality compliance to engine basic requirements on condition the operator adhere to all the storage, shipping, installation and operation regulations and requirements.
  3. Warranty service or storage life is 6 years after engine acceptance date.
  4. Calendar service life: 10 years, that may include 6 years of long time storage in wooden crate in storage facility.

Storage life may include 4 year storage period out in the open in moderate, cold and cold-moderate climate.

  1. Storage period for tropic climate is 2 years in a storage facility.
  2. Storage period of the engine, preserved in a metal container is 10 years in all conditions.

Service life should be added to storage time.

  1. Warranty service life is 1000 hours (during warranty calendar service life). For tracking service life all engine power settings and other systems operation necessary for phase maintenance are tracked as ground operation time.
Rate of vibration of the first order regarding engine rotors RPM, gauged in plane of engine attachment……………...   …….   not more than 30 mm/s
Hydraulic resistance created by inlet particle separator if air consumption is G=8,85 kg/sec and Н=0, V=0, standard atmos-phere conditions…………………..…………………………………     …….     not more than 150 mm of water
Maximum wind speed limits:    
tail and side wind…….……………………..….. …… 10 m/sec
gust…...……………………………………….…. …... 15 m/sec

Engines power settings and normal parameters at combined operation are indicated in tables 1.2, 1.3, 1.4.

 


Таблица 1.2.

Основные эксплуатационные параметры двигателя для условий Н=0; V=0; МСА.

(без ЭВУ, отборов воздуха на нужды вертолета и ПОС двигателя)

Режим Мощность на выводном валу Частота вращения,% Температура газов перед турбиной по прибору, °С не выше Удельный расход топлива, г/л.с.ч., не более Давление масла, кгс/см2 Температура масла на выходе из двигателя, °С Время работы непрерыв-но, мин.
без пзу с пзу Ротора ТК Рото-ра СТ НВ без ПЗУ с ПЗУ без ПЗУ с ПЗУ мин. для выхода на режимы выше МГ мин. для длительной работы на режимах Реко- мен- дуемая Макси- мальная
Без ПЗУ С ПЗУ
Чрезвычайный     97,4±0,5 97,4±0,5 98±1 93±1         3,5±0,5     80 – 140   см. примеч.
Взлетный     96,3±0,5 96,3±0,5 98±1 93±1          
Номинальный (максимальный продолжи- тельный)     94,7±0,5 95,2±0,5 100±2 95±2          
І Крейсерский     93,6±0,5 94,1±0,5 100±2 95±2         не огр.
ІІ Крейсерский     91,7±0,5 92,2±0,5 100±2 95±2         не огр.
Малый газ Не более 200 см. рис. 1.4. - 55+15-10   не более 164кг/ч не менее 2  

ПРИМЕЧАНИЯ:

  1. Указанные параметры не учитывают потерь от загрузки вертолетных агрегатов.
  2. 100% по указателю частоты вращения ротора ТК соответствует 19537,48 об./мин.
  3. 95,4% по указателю частоты вращения НВ соответствует около 15000 об./мин. или 100% nСТ, или 192 об./мин. НВ.
  4. Максимальная замеренная мощность на чрезвычайном режиме в любых высотно-климатических условиях (при выключенном втором двигателе), не более 2400 л.с. с ПЗУ и не более 2500 л.с. без ПЗУ.
  5. Частота вращения НВ при одном работающем двигателе 40 – 55%.
  6. Наработка двигателя на взлетном режиме не должна быть более 10% от общей наработки за ресурс, допустимое время непрерывной работы – 6 минут. В случае необходимости допускается непрерывная работа двигателя на взлетном режиме до 15 минут, при этом суммарная наработка не должна превышать 1,25% от допустимой наработки за ресурс (входит в 10%). При отказе (выключении) одного из двигателей допускается работа второго двигателя на взлетном режиме в течении 30 минут, в пределах 0,5% за ресурс.
  7. Чрезвычайный режим работы двигателей используется только в случае отказа одного из двигателей. Наработка двигателя на чрезвычайном режиме не должна быть более 0,1% от общей наработки за ресурс. Допускается непрерывная работа двигателя на чрезвычайном режиме в течении 2,5 минут без ограничений в пределах указанной наработки.
  8. Допускается колебание частоты вращения турбокомпрессора на установившихся режимах в пределах ±0,5%.

Table 1.2.

Basic engine operational parameters for Н=0; V=0; standard Atm.

(HDD no installed, no airbleed foe engine systems and airbleed system)

Power Output power RPM,% PTIT indicator readings, not more than, °С Specific fuel con-sumption, not more than, gr/h.p.h. Oil pressure, kgf/сm2 Engine output oil temperature, °С Time of continuous operation,min.
no DPU DPU on TC rotor FT rotor MR no DPU DPU on no DPU DPU on Min. required for power above idle Min. required for long-time operation Reco-mmen-ded Max.
no DPU DPU on
Emergency     97,4±0,5 97,4±0,5 98±1 93±1         3,5±0,5     80 – 140   See note.
Take off     96,3±0,5 96,3±0,5 98±1 93±1          
Nominal (maximum continuous)     94,7±0,5 95,2±0,5 100±2 95±2          
І Cruise     93,6±0,5 94,1±0,5 100±2 95±2        
ІІ Cruise     91,7±0,5 92,2±0,5 100±2 95±2        
Idle power no more200 see fig. 1.4. - 55+15-10   164kg/h, no more 2, no more  

NOTE:

  1. The indicated parameters do not show the loss of power for helicopter components, which receive torque.
  2. 100% of engine RPN indicator corresponds to 19537,48 actual engine RPM.
  3. 95,4% of MR RPM indicator approximately corresponds to 15000actual RPM or 100% FT RPM, and 192actual MR RPM.
  4. Maximum indicated power at emergency power in any climateand altitude conditions (with one engine inoperative), not more than 2400 h.p.with DPU and not more than 2500 h.p. without DPU.
  5. MR RPM with one engine inoperative 40 – 55%.
  6. Engines operation at takeoff power should not exceed 10% of total service life, maximum allowed time of continuous operation is – 6minutes. In case of emergency 15 minute engine operation is allowed at takeoff power, and in this case this time should not exceed 1,25% of service life out of total 10% allowed. In case of single engine failure time operation at takeoff power may be 30 minutes which should not exceed 0,5% of service life.
  7. Emergency power is used only in case of single engine failure. Time of engine operation at emergency power should not exceed 0,1% of total service life. In emergency time of continuous engine operation at emergency power may be 2,5 minutes, with no limit to service life.
  8. Turbo compressor RPM fluctuation at stable power setting is allowed within the range of ±0,5%.

 

Таблица 1.3.

 

Максимально допустимые параметры работы двигателей по режимам

 

Режим Температура газов перед турбиной компрессора, °С Частота вращения ротора турбокомпрессора, %
Взлетный при совместной работе двух двигателей и 2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный)   101,15
30-минутной мощности при OEI (взлетный)   101,15
Продолжительной мощности OEI (номинальный)   99,0
І Крейсерский   97,5
ІІ Крейсерский   95,5
Малый газ   см. рис. 1.4.

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. В случае отказа регулятора температуры газов максимально допустимые параметры ограничиваются уменьшением режима работы двигателя.

2. При отказе ЭРД на указанных режимах максимально допустимые nТК составляют 102,5%. При необходимости параметры ограничиваются уменьшением режима работы двигателя. Допускается не более 3 отказов за ресурс при каждом забросе nТК>101%.

Таблица 1.4.

 

ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ПО РЕЖИМАМ

 

Режимы Допустимое время непрерывной работы, мин. Допустимое время работы за ресурс, %
При совместной работе двух двигателей
Взлетный от 6 до 15 1,25 (входит в 10%)
Максимальный продолжительный    
Крейсерские не ограничено не ограничено
Малый газ   не ограничено
При отказе (выключении) одного из двигателей
2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный) 2,5 0,1
30-минутной мощности при OEI (взлетный)   0,5
Продолжительной мощности OEI (номинальный)   0,85

 

ПРИМЕЧАНИЕ:

Режим 2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный) разрешается использовать также при опробовании вновь установленного двигателя или после замены ЭРД (продолжительность не более 30 секунд, при этом количество и суммарное время работы не учитывается).

Table 1.3.

 

MAXIMUM ALLOWD ENGINE PARAMEERS LIMITS FOR POWER SETTINGS

 

Power PTIT, °С TC RPM, %
Takeoff, with both engines operating and 2,5- minute power setting with OEI (emergency)   101,15
30- minute power with OEI (takeoff)   101,15
Continuous power with OEI (nominal)   99,0
І Cruise   97,5
ІІ Cruise   95,5
Idle   See fig. 1.4.

NOTE:

1. In case of PTIT limiter failure the parameters are limited by reducing engines power setting.

2. In case of electronic governor failure at any power setting maximum allowed TC RPM is 102,5%.If required the parameters are limited by reducing engines power setting. If TC RPM spike at the time of failure exceeded 101% not more than 3 electronic governor failures are allowed during total service life.

Table 1.4.

 

TIME LIMITS FOR ENGINE OPERATION AT DIFFERENT POWER SETTINGS

 

Power Maximum time of continuous operation, min. Service life limit, %
Both engines operating
Takeoff 6 tо 15 1,25 (included in 10% total time)
Maximum continuous    
Cruise not limited not limited
Idle   not limited
One engine inoperative (OEI)
2,5- minute power setting with OEI (emergency) 2,5 0,1
30- minute power with OEI (takeoff)   0,5
Continuous power with OEI (nominal)   0,85

 

NOTE:

2,5- minute power setting with OEI(emergenc) is also allowed to be used for testing newly installed engine or after electronic governor was replaced for not longer than 30 seconds. In this case total time and number of power setting use are not tracked.


Таблица 1.5.

 

ТАБЛИЦА СРАВНЕНИЯ ОСНОВНЫХ ДАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ3 – 117ВМ И ТВ3 – 117ВМА

 

Режимы (Н=0, Мп=0, МСА)   ТВ3 – 117ВМ (с ПЗУ/без ПЗУ) ТВ3 – 117ВМА (с ПЗУ/без ПЗУ)
2,5-минутный Nе (л.с./кВТ) (поддерживается до tн) 2100/2200 (+30°С) до Н=2200 ст. атм. 2300/2400 (+20°С) до Н=1500 ст. атм.
tг °С    
nТК % 97,7 101,15
30-минутный Nе (л.с.) (поддерживается до tн) 1900/2000 (+40°С) 236 до Н=3600 ст. атм. (+30°С) до Н=2200 ст. атм.
Взлетный Nе (л.с.) (поддерживается до tн) Суд (г/л. с. час) 1900/2000 (+40°С) 210 до Н=3600 ст. атм. 2100/2200 (+30°С) 214 до Н=2200 ст. атм.
tг °С    
nТК % 96,6 97,7
Максимальный продолжительный Nе (л.с.) (поддерживается до tн) (+30°С) до Н=3600 ст. атм. (+30°С) до Н=3600 ст. атм.
Крейсерский Nе (л.с.) (+30°С) до Н=3600 ст. атм. (+30°С) до Н=3600 ст. атм.
Высота запуска, до При Н=0 м. (-38…+55°С) При Н=4000 м. (-38…+30°С)    
Работоспособность Н, м (-38…+55°С)    
Ресурс, до 1 кап. ремонта часов/циклов 1500/1500 1500/1500
Назначенный ресурс часов/циклов 4500/6000 4500/6000
Сухая масса кг 295+2 295+2
Поставочная масса кг 303+25 303+25
Тип САУ - Аналоговая ЭРД – 3ВМ Аналоговая ЭРД – 3ВМА

 

Примечания:

  1. 100% по измерителю частоты вращения ротора турбокомпрессора соответствует

19537,48 об/мин. 100% по измерителю частоты вращения ротора свободной турбины соответствуют 15000 об/мин. и 192 об/мин. несущего винта или 95% по измерителю частоты вращения несущего винта.

  1. Частота вращения ротора турбокомпрессора на режиме малого газа и максимально допустимая температура газов при запуске зависит от tH и определяются по графику рис. 1.4.
  2. Частота вращения ротора турбокомпрессора на режимах зависит от tH и определяeтся по графику рис. 1.6.
  3. Ограничение частоты вращения ротора ТК на взлетном режиме и режиме 2,5-минутной мощности при OEI – автоматическое, в зависимости от температуры наружного воздуха и атмосферного давления
  4. . Частота вращения ротора ТК на взлетном режиме для каждого конкретного двигателя при РН<760 мм. рт. ст. определяется по графику “A”(рис. 1.7) приложенному к формуляру двигателя, с точностью ±0,5%.
  5. Ограничение частоты вращения ротора ТК на режиме 30-минутной мощности при OEI – ручное; максимально допустимая частота вращения ротора ТК – не более 101,15%.
  6. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на взлетном режиме, при отсутствии ограничений по tг, для каждого конкретного двигателя определяется по графику “A”, с точностью ±0,5%, с учетом поправки на атмосферное давление (см. рис. 1.8), но не должна превышать максимально допустимых значений, указанных на рис. 1.6 для РН<760 мм. рт. ст.
  7. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на максимальном продолжительном режиме и крейсерских режимах, определенная по данному графику, должна быть увеличена на 1,3 Н, где Н – барометрическая высота в километрах, при выполнении

Таble 1.5.

 

ТВ3 – 117ВМ AND ТВ3 – 117ВМА MAIN PERFORMANCE DATA COMPARISON

 

Power (Н=0, Мп=0, SА)   ТВ3 – 117ВМ (DPU on/DPU off) ТВ3 – 117ВМА (DPU on/DPU off)
2,5-minute Nе (h.p./kWatt) (up to OAT) 2100/2200 (+30°С) up to Н=2200 st. atm. 2300/2400 (+20°С) up to Н=1500 st. atm.
PTIT, °С    
nТК % 97,7 101,15
30-minute Nе (h.p.) (up to OAT) 1900/2000 (+40°С) 236 up to Н=3600 st. atm. (+30°С) up to Н=2200 st. atm.
Takeoff Nе (h.p.) (up to OAT) (gr/h.p.h.) 1900/2000 (+40°С) 210 up to Н=3600 st. atm. 2100/2200 (+30°С) 214 up to Н=2200 st. atm.
PTIT °С    
nТК % 96,6 97,7
Maximum continuous Nе (h.p.) (up to OAT) (+30°С) up to Н=3600 st. atm. (+30°С) up to Н=3600 st. atm.
Cruise Nе (h.p.) (+30°С) up to Н=3600 st. atm. (+30°С) up to Н=3600 st. atm.
Start up altitude, up to Н=0 m. (-38…+55°С) Н=4000 m. (-38…+30°С)    
Working efficiency Н, m (-38…+55°С)    
TBO before 1st overhaul hours/cycles 1500/1500 1500/1500
Total service life hours/cycles 4500/6000 4500/6000
Dry weight kg 295+2 295+2
Shipping weight kg 303+25 303+25
Automatic governor type - Analogue ЭРД – 3ВМ Analogue ЭРД – 3ВМА

 

NOTE:

1. 100 % TC RPM according engine tachometer equal 19537,48 RPM. 100 % free turbine RPM according free turbine tachometer equal 5000 RPM, i.e. 192 MR RPM or 95% MR RPM according to MR RPM indicator.

  1. TC RPM at idle and maximum allowed PTIT during start up depends on AOT and is calculated according to the graph fig. 1.4.
  2. TC RPM at any power setting depends on AOT and is calculated according the graph at fig. 1.6.
  3. TC RPM with OEI is limited automatically at take off and 2,5-minute power and depends on OAT and ambient pressure.
  4. .TC RPM at idle is individual for each engine and for РOAT<760 mm of mercury is calculated according to the graph “A” (fig. 1.7) of the engine log book with accuracy ±0,5%.
  5. TC RPM limitation with OEI at 30-minute power is manual; maximum allowed TC RPM is 101,15%.
  6. During flights over mountains TC RPM at idle on condition there is no limitation on PTIT, is individually calculated for each engine according to the graph “A” with accuracy ±0,5% and with the correction for ambient pressure (fig. 1.8). On no condition it should exceed maximum allowed value indicated at fig. 1.6 for РOAT<760 mm of mercury.
  7. If flights are performed in the mountains, TC RPM at cruise and maximum continuous powers settings, calculated according to this graph, should be increased by 1,3 multiplied by Н, Н stands for – pressure altitude, on condition there are no limitations for maximum PTIT and TC RPM for the given power setting.

следующего условия: отсутствие ограничений по максимально допустимым значениям tг и nТК для данного режима.

  1. В полете до Н=2500 м режим работы двигателя определяется по указателю режимов (см. р. 1.5)

На высотах более 2500 м режимы работы двигателя определяются по значению nТК или tг (по параметру, который первым достиг значения для данного режима).

  1. При наличии разнорежимности двигателей (допускается до 2% nТК) режим работы двигателей определяется по ведущему двигателю.
  2. Максимально допустимые значения параметров двигателя на режимах приведены в таблице 1.3.
  3. Допустимое время работы двигателя (непрерывно и за ресурс) приведено в таблице 1.4.
  4. Время приемистости на земле при перемещении рычага управления за 1 – 2 секунды, не более:
от малого газа до взлетного режима……………………….. …........… 8 с
от I крейсерского до взлетного режима……………………. …….….. 4 с
14. Зависимость максимально-допустимой температуры газов от tн при проверке частичной приемистости по термопарам Т-8Т приведена на рис. 1.9.
15. Максимальная частота вращения (раскрутка) ротора свободной турбины в случае срабатывания автомата аварийной защиты свободной турбины при внезапном снятии нагрузки……….…….……............................................................ ……..….. 118±2 %
При этом дальнейшая эксплуатация двигателя допускается только после замены свободной турбины.
16. При отказе электронной части системы регулирования на взлетном режиме при всех настройках по мощности максимальные значения параметров (без ПЗУ) составляют: мощность на выводном валу двигателя……………………. измеренная частота вращения ротора турбокомпрессора……………………………….………………. ………… ……..…… 2400 л.с. 102,5 %
Отказ электронной части системы регулирования заводится в систему информации экипажу.
17. Допускается кратковременное понижение относительно установившейся в полете частоты вращения НВ: – на переменных режимах (не более 30 секунд)…………..…………………….. – при посадке с “подрывом” НВ 4 раза за ресурс………………………………. – при отказе одного двигателя 4 раза за ресурс, продолжительность не более 10 секунд…………………………………………………………………………. ………….. ………….. ………….. не ниже 88% не ниже 70% не ниже 75%
18. Допускается кратковременное (до 20 секунд) повышение частоты вращения НВ в полете: на II крейсерском режиме и выше………………………………………………… на режиме ниже II крейсерского………………………………………………….. ……….….. ………….. не более 101% не более 103%
19. Максимально допустимая частота вращения НВ на всех режимах (в особых случаях)……………………………………………………………. ………….. 108%
20. Количество забросов nНВ продолжительностью не более 20 секунд………………………………………………………………………… …………. не более 2 до первого ремонта и не более 6 за назначенный ресурс.
  1. In flight up to Н=2500 m engine power is indicated by engine pressure ratio indicator. (see fig. 1.5)

At altitudes more than 2500 m engines power is calculated according to their TC RPM or PTIT (the parameter which first reaches maximum value for the current power setting).

  1. If there is engine split (2% TC RPM tolerance) engines power is calculated according the engine with higher RPM.
  2. Maximum allowed engine parameters values for all power settings are indicated in table 1.3.
  3. Maximum allowed time of operation (continuous and for service life) is indicated in the table 1.4.
  4. Acceleration time at the ground, if collective is moved in 1 – 2 seс. Should be not more than:
Idle to take off……………………………..……………………….. …........… 8 seс
I cruise to take off…………………………………..………………. …….….. 4 seс
14. The relation of maximum allowed PTIT spike during partial acceleration test and OAT by Т-8Т thermocouples is indicated at fig. 1.9.
15. Maximum FT RPM spool up in case of drive system damage and automatic safety system activation……………………………………………. ……..….. 118±2 %
Further engine operation is possible only after free turbine was replaced..
16. In case of electronic control system failure at tale off power engine power with DPU off is: engine output power………………………..……………………. TC RPM according to the instrument……………..……………. ………… ……..…… 2400 h.p. 102,5 %
Electronic control system failure is reported by audio warning system.
17. Maximum allowed MR RPM decrease in flight: – at transient modes of flight (for 30 seс. max.)….…………..…………………….. – at pull-up landing 4 times during service life…………………..…………………. – in case of single engine failure, 4 times during service life for not longer than 10 sec…………..…………………………………………………………………………. ………….. ………….. ………….. not lower than 88% not lower than 70% not lower than 75%
18. Maximum allowed MR RPM increase in flight: (up to 20 sec.): at II cruise power and higher…………………………….…………………………… at power below II cruise power setting………………..…………………………….. ……….….. ………….. not more than 101% not more than 103%
19. Maximum allowed MR RPM at any power setting in emergency…...……. ………….. 108%
20. Number of MR RPM spikes of not longer than 20 seconds..……………… …………. Not more than 2 before the first overhaul and not more than 6 during service life.


Рис. 1.4. Зависимость частоты вращения ротора турбокомпрессора

на режиме малого газа и максимально допустимой температуры газов при запуске от температуры наружного воздуха.

Рис. 1.5. Указатель режимов работы двигателя.

 

Проверка правильности показаний измерителя режимов производится в процессе опробования двигателей. Для этого устанавливается номинальный режим работы по частоте вращения турбокомпрессора, определяемый по графику “C” (рис. 1.7). При этом боковой индекс измерителя проверяемого двигателя должен находиться в верхней половине центрального индекса “H”.

При отклонении бокового индекса от заданного диапазона необходима регулировка измерителя режимов.

При отказе измерителя режимов работы двигателей в полете режимы устанавливаются и контролируются по величине оборотов турбокомпрессора.



1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 | 11 | 12 | 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 | 19 | 20 | 21 | 22 | 23 | 24 | 25 | 26 | 27 | 28 | 29 | 30 | 31 | 32 |

Поиск по сайту:



Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Студалл.Орг (0.024 сек.)