1. Условное обозначение - Д-18Т
2. Тип двигателя - турбореактивный, двухконтурный, трехвальныи. с реверсом тяги
3. Направление вращения роторов, если смотреть по полету против движения часовой стрелки
4. Данные двигателя по режимам
4.1. Взлетный режим, Мп = 0; Н = 0; САУ:
—тяга…………………………………………………… (23430±470) кгс
— удельный расход топлива…………………………...……0,354 кг/кгс-ч
4.2. Взлетный режим, Мп = 0; Рн = 746 мм рт.ст; tH = +27 °С:
—тяга………………………………………………………(23300±470) кгс
4.3. Номинальный режим, Мп = 0; Н = 0; САУ:
—тяга…………………………………………………………(19750±470) кгс
4.4. Максимальный крейсерский режим, Мn = 0,85;
Н = 11 км; САУ:
— тяга…………………………………………………………………5150 кгс
— удельный расход топлива……………...…………не более 0,599 кг/кгс-ч
4.5. Максимальный крейсерский режим, Н = 11 км;
Мп = 0,75; САУ:
—тяга…..………………………………………………………………4860 кгс
— удельный расход топлива……..…..………………не более 0,568 кг/кгс-ч
4.6.Режим полетного малого газа, Мп = 0; Н = 0; САУ:
—тяга…………………………………………………………(3000±200) кгс
|
|
4.7.Режим земного малого газа, Мn = 0; Н = 0; САУ:
—тяга…...………………………………………………………(1300±150) кгс
4.8. Режим реверсирования тяги, Мn, =0; Н = 0: САУ:
— максимальная обратная тяга согласовывается дополнительно по результатам испытаний на стенде и самолете. До согласования режимом максимальной обратной тяги считается режим работы двигателя, соответ-ствующий по параметрам режиму 0,75 номинального
ПРИМЕЧАНИЕ. Основные параметры двигателя, указанные в пп. 4.1-4.7, даны без учета;
— нагружения приводов самолетных агрегатов;
— потерь, связанных с отбором воздуха от двигателя на самолетные нужды;
— потерь во входном устройстве, в канале наружного контура на участке за спрямляющим аппаратом вентилятора и в сопле наружного контура;
— потерь, связанных с реверсированием тяги и установкой элементов шумоглу-шения;
— потерь на части пилона силовой установки и обтекателей сопла внутреннего контура при обтекании их струей наружного контура.
5. Взлетный режим используется только в случае необходимости для взлета самолета с аэродромов, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря, и в особых случаях полета, оговоренных в РЛЭ самолета.
Необходимость применения взлетного режима при взлете самолета определяется загрузкой самолета, метеоусловиями и состоянием взлетной полосы аэродрома.
Необходимый режим работы двигателя при взлете самолета определяется экипажем для конкретных условий по специальным номограммам.
6. Минимальное время вывода двигателя на взлетный режим с момента нажатия на кнопку запуска.....................................................................7 мин
|
|
7. Время приемистости на земле и в полете от режима полетного малого газа до получения не менее 95% взлетной тяги или до величины частоты вращения ротора вентилятора, соответствующей этой тяге, при перемещении рычага управления двигателем (РУД) за время 1-2 с как без отборов, так и с разрешенными на взлетном режиме отборами воздуха и мощности от двигателя……………….......……………….………........7-8 с
8. Время непрерывной работы двигателя на основных режимах:
— на взлетном режиме.............................................................не более 5 мин
— на номинальном и крейсерском режимах неограниченно в пределах ресурса
— на режиме земного малого газа……………..…...............не более 30 мин
ПРИМЕЧАНИЕ. В особых случаях полета, оговоренных РЛЭ самолета, допускается работа двигателя на взлетном режиме в течение 2 ч (непрерывно на высотах до 3000 м включительно). Решение о дальнейшей эксплуатации двигателя принимается после специального осмотра, выполняемого согласно ТК №605, 072.00.00.
9. Суммарная наработка на основных режимах работы двигателя (от ресурса):
— на взлетном режиме..................................................................не более 2%
— на номинальном режиме ……………..…………................не более 25%
10. Марка топлива:
— основное.....................................................................РТ по ГОСТ 10227-86
— дублирующие…...…………..........................ТС-1, Т-1 по ГОСТ 10227-86
— зарубежные............................................................................Jet А-1 по спецификации
DERD 2494
Jet А по спецификации
ASTM 1655
Допускается смешивание указанных топлив в любых пропорциях.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Допускается добавка в основное и дублирующие
топлива противообледенительных жидкостей:
«И» ГОСТ 8313-88, «И-М» ТУ 6-10-1458-79.
«ТГФ» ГОСТ 17477-86, «ТГФ-М» ТУ 6-10-1457-79,
а в зарубежные топлива — жидкостей AL-31 по спецификации
DERD 2451 (Англия), AL-31 по спецификации M11-I-27686E (США) в количествах, предусмотренных РЭ самолета.
2. Допускается добавка в основное и резервные топлива
антистатической присадки «Сигбол» ТУ 38-101741-78 и в
зарубежные — ASA-3 фирмы Shell в соответствии с РЭ самолета.
11. Марки масла:
— основное...............................................................ИПМ-10 ТУ 38 1011299-90
— дублирующие...............................................................ВНИИ НП 50-1-4Ф
ГОСТ 13076-86,
ВНИИ НП 50-1-4У
ТУ 38.401.58-12-91
— зарубежные:
Марка масла | Спецификация | Фирма изготовитель |
Turbonycoil 210A Exxon Turbo Oil 2380*) Castrol 4000 Aeroshell Turbine Oil 390 Exxon Turbo Oil 2389 Mobil Turbo 319A-2 | Air3514/A Mil-L-23699 — DERD 2468 Mil-L-7808 Mil-PRF-7808LGr3 | Nyco Exxon Castrol Shell Exxon Mobil Oil |
*) В случае использования данного масла запуск двигателя без подогрева разрешается при температуре масла не ниже минус 30 °С.
ВНИМАНИЕ. СМЕШИВАНИЕ ОСНОВНОГО И ДУБЛИРУЮЩИХ МАСЕЛ, А ТАКЖЕ ЗАРУБЕЖНЫХ С ОСНОВНЫМ И ДУБЛИРУЮЩИМИ И ЗАРУБЕЖНЫХ МЕЖДУ СОБОЙ НЕ ДОПУСКАЕТСЯ, КРОМЕ МАСЕЛ ИПМ-10 И TURBONYCOIL 210A, КОТОРЫЕ РАЗРЕШАЕТСЯ СМЕШИВАТЬ В ЛЮБЫХ ПРОПОРЦИЯХ ПРИ ПЕРЕХОДЕ ОТ ОДНОЙ МАРКИ МАСЛА К ДРУГОЙ, КРОМЕ МАСЕЛ ИПМ-10 И TURBONYCOIL 210A, ВЫПОЛНИТЕ СЛИВ МАСЛА В СООТВЕТСТВИИ С ТК № 201 РАЗДЕЛА 072.90.00.
ПРИМЕЧАНИЕ. В отдельных случаях допускается применение зарубежных
топлив и масел,приведенных в химмотологической карте
РЭ самолета, при этом необходимо фиксировать в формуляре двигателя следующие данные:
— марку ГСМ;
— наработку двигателя на данном ГСМ;
— фирму-изготовитель ГСМ.
12. Расход масла......................................................................не более 1,5 л/ч
13. Система смазки автономная, циркуляционная, под давлением
14. Система запуска. воздушная, автоматическая
15. Подвеска двигателя - двигатель крепится на пилоне под крылом самолета с помощью переднего и заднего узлов подвески
16. Приводные агрегаты самолета, устанавливаемые на коробку приводов двигателя предприятием-изготовителем самолета:
— наименование....................................................................насос плунжерный
— условное обозначение.........................................................................НП-107
|
|
— количество..................................................................................................... 2
— назначение - подача рабочей жидкости в гидросистему самолета
— отбираемая мощность (для двух насосов) - не более 160 л.с. по согласованному графику загрузки насосов
17. Отбор воздуха от двигателя для систем самолета:
17.1. Назначение - отбор воздуха от двигателя:
— для системы кондиционирования воздуха (СКВ);
— для систем противообледенения (ПОС) предкрылков и воздухозаборника
17.2. Места отбора на двигателе
- для СКВ и ПОС предкрылков за 2-й и 7-й ступенями КВД;
- для ПОС воздухозаборника за 2-й и 4-й ступенями КВД;
- для охлаждения воздуха, отбираемого на СКВ и ПОС
17.3. Количество отбираемого воздуха и условия отбора
Система самолета | Отказ двигателя | Отбор от двига-теля, не более | Условия отбора |
СКВ | Нет | 1,4кг/с(5.0 т/ч) | Постоянный отбор воздуха во всем эксплуатационном диапазоне высот, температур; наружного воздуха и скоростей полета, а также на земле на режимах от малою газа до взлетного включительно |
Отказ одного двигателя | |||
Отказ двух двигателей | |||
ПОС предкрылков | Нет | 1.0 • А кг/с (3.6 • А т/ч) | 1.Эпизодический отбор при температуре наружного воздуха tн = +5 0С и ниже на высотах от 0 до 9500 м во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета на режимах от полетного малого газа до взлетного включительно 2. При отказе двух двигателей система включается на высотах не более 7000 м |
Отказ одного двигателя | 1,33 • А кг/с (4,8 • А т/ч) | ||
Отказ двух двигателей | 2,0 • А кг/с (7,2 • А т/ч) | ||
ПОС воздухо- заборника | Нет | 1,0 • А кг/с (3.6-Ат/ч) при πк∑ >11,5 (0.0635πк∑ +0,2) • А кг/с | (0,288 πк∑ +0,7)- А т/ч) при πк∑ ≤ 11,5 | Эпизодический отбор при температуре наружного воздуха tн,= +10 °С и ниже на высотах от 0 до 11000м во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета на режимах от земного малого газа до взлетного включительно |
Отказ одного двигателя | |||
Отказ двух двигателей |
ПРИМЕЧАНИЕ. А = где Рн — атмосферное давление, кгс/см2.
17.4. Величина максимального отбора воздуха от наружного контура для охлаждения воздуха, отбираемого на СКВ и ПОС предкрылков, не превышает 1,0 % от суммарного расхода воздуха через двигатель.
|
|
17.5. Отборы за 2-й ступенью производятся при температуре воздуха за этой ступенью t ≥ 200 °С или при давлении воздуха за 7-й ступенью
Р ≥ (8Рн + 3,5) кгс/см2.
17.6. Отбор за 4-й ступенью производится при температуре воздуха за этой ступенью t ≤ 270 °С
17.7. Отбор за 7-й ступенью производится при температуре воздуха за этой ступенью t ≤ 390 °С (и при давлении за этой ступенью
Р < (8 Рн + 3,75) кг/см2.
17.8. Для переключения ступеней отбора от двигателя используются:
— сигнал от термопары, устанавливаемой предприятием - изготовителем самолета на фланце корпуса камеры сгорания двигателя в канале отбора воздуха из-за 4-й ступени КВД:
— сигналы по давлению и температуре воздуха за 4-й ступенью КВД и по давлению воздуха за 7-й ступенью КВД, отбираемого от соответствующих приемников в самолетной части системы.
17.9. Для наземной проверки ПОС разрешается кратковременный, в течение 1 — 1,5 мин отбор воздуха для ПОС предкрылков при температуре наружного воздуха выше +5 °С и для ПОС воздухозаборника при температуре наружного воздуха выше +10°С.
18. Габаритные размеры двигателя, мм:
— длина (без учета длины кока вентилятора)......................................................4531
— длина (с учетом длины кока)............................................................................5400
— высота..................................................................................................................2937
— ширина.................................................................................................................2792
19. Масса двигателя в состоянии поставки...........................не более 5613+112.5 кг
20. Давление в масляной полости коробки приводов:
— на взлетном режиме............................................................. не более 0,15 кгс/см2
— на номинальном режиме и ниже...........................................не более 0,13 кгс/см2
21. Давление в масляной полости центрального привода на
взлетном режиме должно быть в пределах........................................1.6 ÷ 3,0 кгс/см2
РАБОТА
•Весь воздух, поступающий на вход двигателя через самолетный воздухоза-борник, проходит через вентилятор, в котором происходит некоторое повышение давления и температуры воздуха.
За вентилятором поток воздуха делится на наружный и внутренний. По наружному контуру проходит ≈ 85% всего воздуха, который, расширяясь и увеличивая скорость в канале и сопле наружного контура, создает ≈ 80% общей тяги двигателя.
Во внутреннем контуре воздуха дополнительно сжимается в КСД и КВД и попадает в камеру сгорания, где, перемешиваясь с тонкораспыленным топливом, создает топливно-воздушную смесь. В результате сгорания этой смеси температура газового потока увеличивается. Газ поступает на турбину, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую работу, используемую для вращения роторов КВД, КСД и вентилятора. При прохож-дении газа через проточную часть турбины его энергия уменьшается, при этом температура и давление газа понижается. В реактивном сопле внутреннего контура происходит расширение газа с падением давления до атмосферного, сопровождающееся увеличением скорости газового потока, создающего тягу внутреннего контура.
Диаграмма, иллюстрирующая изменение давления, температуры и скорости по проточной части двигателя, представлена на рис.5.