АІ-20

АІ-20
	;
Тип:	турбогвинтовий
Країна:	СРСР
Застосування:
Застосовано на:	Ан-8, Ан-10, Ан-12, Ан-32, Іл-18
Наступні моделі:	АІ-24
Виробництво:
Розробник:	Запорізьке машинобудівне конструкторське бюро «Прогрес»
Рік створення:	1956
Виробник:	Мотор Січ, ; Пермський моторобудівний комплекс
Виготовлено:	14000
Маса і габарити
Суха маса:	1040 кг
Довжина:	3096 мм
Ширина:	842 мм
Висота:	1180 мм
Робочі характеристики
Злітна потужність:	4000 к.с.
Крейсерська потужність:	2490 к.с.
Компресор:	десятиступеневий, дозвуковий, осьовий
Турбіна:	осьова, трьохступенева
Камера згоряння:	кільцева, з 10 робочими форсунками
Ступінь підвищення тиску:	7,32
Паливо:	Т-1, ТС-1, РТ
Витрата повітря:	20,9 кг/с
Витрата палива:	1040 кг/год
Питома витрата палива:	0,270 кг/кгс(к.с.)·год

АІ-20 ― одновальний турбогвинтовий авіаційний двигун.

Історія створення ^[1] ред.

Розробка двигуна почалась на ДКБ-478 в 1956 для задоволення потреб АНТК імені Олега Антонова та ДКБ ім. Ілюшина. В 1957 році проведено державні випробування двигуна і розпочатий серійний випуск на моторобудівних заводах в Запоріжжі (Мотор Січ) та Пермі. Загалом на обох заводах випущено понад 14000 двигунів АІ-20 усіх модифікацій.

АІ-20 ― одновальний турбогвинтовий авіадвигун з осьовим 10-ступінчастим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступеневою турбіною, планетарним редуктором, нерегульованим реактивним соплом. Двигун працює з флюгерним гвинтом змінюваного кроку лівого обертання АВ-64, АВ-68Д, АВ-68ДМ, АВ-68І. Як паливо використовується авіаційний гас марок Т-1, ТС-1, РТ.

Технічний опис ^[2] ред.

Двигун АІ-20 складається з наступних основних вузлів:

Планетарного редуктора
Лобового картера
Осьового 10-ступеневого компресора
Кільцевої камери згоряння
Триступеневої осьової турбіни
Нерегульованого реактивного сопла
Агрегатів, які обслуговують роботу двигуна і літака

Редуктор ред.

Розміщений у передній частині двигуна, призначений для зменшення обертів ротора двигуна і передачі надлишкової потужності газової турбіни на обертання вала синхронного генератора.

Редуктор складається з:

планетарної ступені;
щаблі перебору;
вивідного валу;
механізму вимірювача крутного моменту.

Усі агрегати редуктора змонтовані в картері з магнієвого сплаву. Привід ротора двигуна до механізму редуктора здійснюється провідним валом-ресорою.

Компресор ред.

Призначений для всмоктування, стиснення і подачі повітря в камеру згоряння. Компресор двигуна АІ-20 десятиступеневий, дозвуковий, осьовий. Ротор компресора барабанно-дискової конструкції, складається з десяти окремих дисків, які несуть на своїх вінцях робочі лопаті. До заднього фланця корпусу кріпиться вузол камери згоряння. Диски, задній вал і робочі лопаті ротора виготовлені з високоякісної нержавіючої сталі.

Вузол камери згоряння ред.

Складається з

корпусу зварної конструкції з нержавіючої сталі;
камери згоряння кільцевого типу;
робочих паливних форсунок;
запальників;
паливного колектора;
ряду дрібних вузлів.

Камера згоряння виготовлена з листового жароміцного матеріалу. До лобового кільця приварені десять головок. Конструкція камери згоряння забезпечує займання і швидке перекидання полум'я при запуску.

Турбіна ред.

Призначена для перетворення теплової енергії гарячих газів в механічну роботу обертання ротора двигуна. Турбіна двигуна АІ-20 осьова, реактивна. Вона приводить в обертання компресор, агрегати двигуна і передає надлишкову потужність на вал генератора. Ротор турбіни консольного типу, складається з трьох робочих коліс та валу, з'єднаних між собою болтами. Робочі лопаті турбіни та диски виконані з жароміцних та жаростійких матеріалів.

Модифікації ред.

АІ-20 ― базовою потужністю 4000 к.с. Встановлювався на Ан-10, Ан-12.
АІ-20Д ― форсований до 5180 к.с. Встановлювався на Ан-8, Ан-32, Бе-12.
АІ-20ДК ― доопрацьований для гідролітака Бе-12ФС. Встановлювався на Ан-32.
АІ-20К ― для літака Іл-18В. Випускався в 1963-1965 роках.
АІ-20М ― форсований до 4250 л.с. Встановлювався на Ан-12БК, Іл-18Д, Іл-38.

Характеристики версій двигуна ред.

Параметр	АІ-20К	АІ-20М	АІ-20Д серії 4	АІ-20Д серій 5	АІ-20Д серії 5М
Суха маса кг.	1080	1040	1040	1040	1040
Злітний режим (Н=0, Мп=0, MCA)
Потужність еквівалентна, е.к.с. (е.кВт)	4000 (2941)	4250 (3125)	5180 (3809)	5180 (3809)	4750 (3493)
Питома витрата палива, кг/е.л.с.год(кг/кВтгод)	0,270 (0,367)	0,239 (0,325)	0,227 (0,309)	0,227 (0,309)	0,230 (0,313)
Максимальний крейсерський режим (Н=8000 м; Мп=0,57; MCA)
Потужність на валу повітряного гвинта,е.к.с. (е.кВт)	2490 (1844)	2700 (1986)	2990 (2214)	2725 (2004)	2725 (2004)
Питома витрата пального кг/кгс∙ч	0,210 (0,286)	0,197 (0,268)	0,196 (0,266)	0,199 (0,271)	0,199 (0,271)
Надзвичайний крейсерський режим (Н=8000 м; Мп=0,57; MCA)
Потужність на валу повітряного гвинта,е.к.с. (е.кВт)					5180 (3809)

Примітки ред.

↑ Архівована копія. Архів оригіналу за 29 січня 2012. Процитовано 19 січня 2012.
↑ Архівована копія. Архів оригіналу за 22 лютого 2010. Процитовано 19 січня 2012.

Джерела ред.

http://www.motorsich.com/files/83-AI-20.pdf [Архівовано 4 березня 2016 у Wayback Machine.]

[1] Архівована копія. Архів оригіналу за 29 січня 2012. Процитовано 19 січня 2012.

[2] Архівована копія. Архів оригіналу за 22 лютого 2010. Процитовано 19 січня 2012.

[1]

[2]