АІ-24 — одновальний турбогвинтовий авіаційний двигун.

АІ-24
Ai-24.jpg
Тип: турбогвинтовий
Країна: СРСР СРСР
Застосування:
Застосовувався на: Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ан-34, В-8
Базова модель: АІ-20
Виробництво:
Конструктор: Івченко О. Г.
Розробник: Запорізьке машинобудівне конструкторське бюро «Прогрес»
Рік створення: 1961
Виробник: Мотор Січ
Виготовлено: 11700
Маса і габарити
Суха маса: 600 кг
Довжина: 2346 мм
Ширина: 677 мм
Висота: 1075 мм
Робочі характеристики
Злітна потужність: 2550 к.с.
Крейсерська потужність: 1650 к.с.
Компресор: осьовий, десятиступеневий
Турбіна: осьова, трьохступенева
Температура турбіни: 750 °C
Камера згоряння: кільцева, з 8 робочими форсунками
Ступінь підвищення тиску: 7,55
Паливо: Т-1, Т-2, ТС-1, РТ, Jet A-1, JP-8, PT, PL-6
Витрата повітря: 13,1 кг/с
Питома витрата палива: 0,255 кг/кгс(к.с.год

Історія створення[1]Редагувати

Розробка двигуна почалась на ДКБ-478 для задоволення потреб АНТК імені Олега Антонова. В 1961 році проведено державні випробування двигуна і розпочатий серійний випуск на Запорізькому моторобудівному заводі «Мотор Січ». Загалом випущено понад 11700 двигунів АІ-24 усіх модифікацій.

АІ-20 — одновальний турбогвинтовий авіадвигун з осьовим 10-ступінчастим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступінчастою турбіною, планетарним редуктором, нерегульованим реактивним соплом. Двигун працює з флюгерним гвинтом змінюваного кроку лівого обертання АВ-72Т. Для забезпечення роботи двигун оснащено такими системами: змащування; паливорегулювання; запуску; управління повітряним гвинтом; протипожежна; протиобледеніння. Як паливо використовується авіаційний гас марок Т-1, Т-2, ТС-1, РТ, Jet A-1, JP-8, PT, PL-6.

Технічний опис[2]Редагувати

АІ-24 — одновальний турбогвинтовий двигун. Працює з флюгерним чотирилопатевим повітряним гвинтом АВ-72. Двигун складається з наступних вузлів: диференційно-планетарного редуктора з вимірником крутного моменту, лобового картера, осьового 10-ступеневого компресора, кільцевої камери згоряння, триступеневої осьової турбіни, нерегульованого реактивного сопла і агрегатів, які обслуговують роботу двигуна і літака.

Силову несучу частину двигуна складають:

  • Картер редуктора;
  • Корпус лобового картера;
  • Корпус компресора;
  • Корпус камери згоряння;
  • статор турбіни.

РедукторРедагувати

Розміщений у передній частині двигуна, призначений для для забезпечення найвигіднішої частоти обертання повітряного гвинта при передачі надлишкової потужності від ротора двигуна на гвинт. Редуктор складається з двох основних вузлів: картера і шестерневого механізму. Картер відлитий з магнієвого сплаву. У ньому розміщено дві опори вала гвинта. На картері редуктора розташований маслонасос вимірювача крутного моменту і електромагнітний клапан перевірки датчика автоматичного флюгування по негативній тязі. Редуктор заднім фланцем картера кріпиться до лобового картера за допомогою шпильок.

Лобовий картерРедагувати

Корпус лобового картера, відлитий з магнієвого сплаву. На ньому встановлено дві передні цапфи кріплення двигуна до моторами літака. Своїми стінками лобовий картер утворює вхідний канал повітряного тракту двигуна. У верхній і нижній частинах лобового картера розташовані агрегати двигуна. У верхній частині розташовані: стартер-генератор, генератор змінного струму, регулятор частоти обертання ротора двигуна і відцентровий суфлер. У нижній частині розташовані: маслоагрегат двигуна, повітровіддільник і коробка приводів, на якій встановлені паливний насос низького тиску, паливний насос-датчик високого тиску, датчик коректора частоти обертання і датчик покажчика частоти обертання ротора двигуна. Крім того, на лобовому картері розміщені: приймач повного тиску, сигналізатор обмерзання, редукційний клапан системи флюгування по негативній тязі, маслофільтр із сигналізатором засмічення фільтра, датчик автоматичного флюгування повітряного гвинта по крутному моменту і магнітна пробка. Спереду до лобового картера прикріплений редуктор і повітрозабірник силової установки літака, а ззаду — компресор.

КомпресорРедагувати

 
АІ-24 в музеї, Гермескайль

Призначений для всмоктування, стиснення і подачі повітря в камеру згоряння. Компресор двигуна АІ-24 дозвуковой, осьовий, 10-ступінчастий. Ротор компресора складається з десяти робочих коліс, жорстко пов'язаних між собою, які несуть на своїх вінцях робочі лопаті. Диски, задній вал і робочі лопаті ротора виготовлені з високоякісної нержавіючої сталі. Корпус компресора сталевий, зварної конструкції. Корпус компресора з торців має два фланця: передній, з'єднується з лобовим картером, a задній — з корпусом камери згоряння. На корпусі компресора встановлено чотири клапана перепуску повітря, два агрегати запалювання, вимикач стартера-генератора, клапан пускового палива, автомат дозування палива, а також масляні, паливні, повітряні та електричні комунікації.

Вузол камери згорянняРедагувати

Складається з

  • корпусу зварної конструкції з нержавіючої сталі;
  • камери згоряння кільцевого типу;
  • 8 робочих паливних форсунок;
  • 2 запальників.

Корпус камери згоряння — один з головних силових вузлів двигуна. У місці з'єднання корпусу з заднім кожухом розташовані дві цапфи задньої підвіски двигуна. У внутрішній порожнині корпуса розташована камера згоряння. На зовнішній поверхні корпусу є фланці для установки робочих паливних форсунок і запальників, фланці відбору повітря для літакових систем і штуцера для приєднання трубопроводів маслосистеми і суфлірування двигуна. Камера згоряння виготовлена з листової жароміцної сталі.

ТурбінаРедагувати

Призначена для перетворення теплової енергії гарячих газів в механічну роботу обертання ротора двигуна. Турбіна двигуна АІ-24 осьова, реактивна, триступінчаста. Вона складається з ротора і статора. Ротор турбіни складається з трьох робочих коліс та валу, з'єднаних між собою болтами. Робочі лопаті турбіни та диски виконані із жароміцних та жаростійких матеріалів. Статор турбіни складається з трьох соплових апаратів, з'єднаних між собою і з корпусом камери згоряння болтами.

Реактивне соплоРедагувати

Реактивне сопло — нерегульоване. Воно складається із зовнішнього і внутрішнього кожухів, які з'єднані між собою трьома пустотілими стійками. Реактивне сопло двома зовнішніми фланцями з'єднане з сопловим апаратом III ступеня турбіни і літаковою газовідвідною трубою.

МаслосистемаРедагувати

Маслосистема (МС) забезпечує подачу мастила для змащування і охолодження деталей двигуна. МС двигуна працює за короткозамкненою схемою, в якій мастило, яке нагнітається і відкачується з двигуна, безперервно циркулює по замкнутому кільцю, минаючи масляний бак літака. Мастило, що знаходиться в маслобаку, в циркуляції не бере участь і служить для поповнення втраченого в двигуні мастила і для підвищення висотності системи.

МС двигуна складається із:

  • маслоагрегата — п'ять секцій маслонасосів шестеренчатого типу змонтованих в одному корпусі;
  • відцентрового суфлера;
  • повітровіддільника;
  • маслонасоса вимірювача крутного моменту;
  • масляних фільтрів;
  • магнітної пробки;
  • сигналізатора засмічення фільтру;
  • термостружкосигналізаторів;
  • трубопроводів і каналів МС.

Загальна кількість мастила в МС становить 64 л з них: у маслобаку 37 л. В МС двигуна використовують мослосуміш СМ-4,5, або TURBONYCOIL-306, або мінеральне масло МН-7,5У.

Паливна системаРедагувати

Паливна система забезпечує живлення двигуна паливом на всіх режимах його роботи. Паливна система складається з системи низького тиску, системи високого тиску і пускової системи.

Система низького тиску складається із:

  • літакових паливних баків;
  • літакових підкачуючих паливних насосів;
  • перекриваючого пожежного крану;
  • сітчастого фільтру грубої очистки;
  • підкачуючого паливного насоса;
  • фільтру тонкого очищення;
  • повітровіддільника;
  • витратоміра;
  • трубопроводів.

Система високого тиску складається із:

  • основного паливного насоса-датчика;
  • автомату дозування палива;
  • паливного колектора;
  • робочих паливних форсунок.

Пускова система складається із:

  • електромагнітного клапана пускового палива;
  • двох запальників
  • трубопроводів.

Як паливо використовується авіаційний гас марок Т-1, Т-2, ТС-1, РТ, Jet A-1, JP-8, PT, PL-6.

Система автоматичного регулювання та керування двигуномРедагувати

Система регулювання двигуна автоматично підтримує постійну частоту обертання на всіх робочих режимах, коригує подачу палива в двигун, обмежує крутний момент на злітному режимі, обмежує температуру газів за турбіною, управляє запуском і забезпечує автоматичну зупинку двигуна з одночасним введенням лопатей гвинта у флюгерне положення при відмові двигуна. Двигун управляється одним важелем автомата дозування палива.

Система автоматичного регулювання та керування двигуном складається із:

  • автомата дозування палива з насосом-датчиком;
  • граничного регулятора температури;
  • коректора частоти обертання;
  • регулятора частоти обертання.

ЕлектрообладнанняРедагувати

Електрообладнання двигуна забезпечує автоматичний запуск двигуна на землі і в польоті та живлення бортової електромережі літака постійним струмом напругою 28,5 В.

До складу електрообладнання двигуна входять: стартер-генератор, два агрегати запалювання, дві свічки запалювання, пневмоелектричний вимикач стартера, електромагнітний клапан пускового палива, клапан перевірки флюгування, сигналізатор обмерзання, електромагнітний клапан зупинки двигуна, датчик автофлюгера по крутному моменту, датчик максимально допустимої частоти обертання, електромагнітний клапан зняття гвинта з проміжного упору, електромагнітний клапан виведення гвинта з флюгерного положення, датчик підсилювача коректора частоти обертання, датчик покажчика частоти обертання, підсилювач коректора частоти обертання, блок стабілізації, датчик висотної корекції, підсилювач регулятора температури газів, термостружкосигналізатори, сигналізатор засмічення маслофільтра лобового картера, електромагнітний клапан перевірки флюгування по негативній тязі, колектор електропроводів з штепсельними роз'ємами.

Система протиобледенінняРедагувати

Система протиобледеніння (СП) запобігає обмерзанню деталей двигуна, розташованих у вхідному тракті: передніх кромок ребер лобового картера, передніх кромок лопаток вхідного напрямного апарату компресора і кромок приймача повного тиску автомата дозування палива.

СП складається із:

  • сигналізатор обмерзання;
  • клапан перепуску гарячого повітря з електромеханізмом;
  • трубопроводи подачі гарячого повітря
  • канали постійного обігріву барботажним маслом внутрішніх порожнин ребер лобового картера.

Гаряче повітря для СП відбирається після X ступені компресора через патрубок, приварений до корпусу камери згоряння, і по трубопроводу підводиться до клапана перепуску гарячого повітря.

Протипожежна системаРедагувати

Протипожежна система двигуна призначена для сигналізації виникнення пожежі всередині двигуна і для її гасіння. Сигналізація про виникнення пожежі здійснюється двома термодатчиками, один в порожнині лобового картера і редуктора, а другий у порожнині підшипників компресора і турбіни. При виникненні пожежі всередині двигуна загоряється сигнальна лампочка у кабіні літака. Для гасіння пожежі необхідно натиснути кнопку гасіння пожежі на двигуні, розташовану на щитку пожежогасіння. Після цього спеціальна протипожежна суміш подається під тиском до штуцерів у порожнині лобового картера і редуктора та в порожнині підшипників компресора і турбіни.

Система вприскування водиРедагувати

Система впорскування води у вхідний канал двигуна призначена для збільшення злітної потужності двигуна при високій температурі і зниженому барометричний тиску повітря. При включенні вприскування води спеціальні форсунки подають в повітрозабірник розпилену воду. Випаровування води в компресорі знижує температуру повітря в тракті компресора, що призводить до збільшення вагової витрати повітря двигуном, а отже до зниження температури газів перед і за турбіною. Система вприскування води включається вручну перемикачем «Вприскування води в двигуни».

МодифікаціїРедагувати

  • АІ-24 — базовий для літака Ан-24.
  • АІ-24 II серії — випускався серійно з 1964 р. встановлювався на літаки Ан-24А, Ан-24Б, Ан-24В, Ан-34 і Ан-24РВ.
  • АІ-24В — турбовальний для вертольота В-8.
  • АІ-24Т — випускався серійно з 1966 р. і встановлювався на літаки Ан-24А, Ан-24В і Ан-34. Має систему уприскування води на вході.
  • АІ-24ВТ — форсований до 2820 к.с. Встановлювався на Ан-26, Ан-30.

ПриміткиРедагувати

  1. http://aviaros.narod.ru/ai-24.htm
  2. ВАТ Мотор Січ, ДП «Івченко-Прогрес», ЗАТ АНТЦ Технолог Авіаційний турбогвинтовий двигун АІ-24 — 2-ї серії. Інструкція по експлуатації та технічному обслуговуванню — Ростов на Дону: Технолог, 2004

ПосиланняРедагувати

  Вікісховище має мультимедійні дані за темою: АІ-24