Конструкция и техническое обслуживание двигателя АИ-24
Министерство транспорта РФ
Троицкий авиационный технический колледж - филиал Московского государственного технического университета Гражданской Авиации
Курсовой проект
По специальности 162105
Конструкция и техническое обслуживание двигателя АИ-24
Выполнил: Жарчинский М.В
Проверил: Мартьянов М.А
Троицк 2013
Содержание
Пояснительная записка
Общие сведения ТГ-16М..................................................................... 4
Назначение и конструкция.................................................................. 5
Запуск ................................................................................................... 8
Расчетная часть ........................................................................................ 10
Экономическая часть................................................................................ 11
Список используемой литературы.......................................................... 13
Графическая часть………………………………………………………...14
Пояснительная записка
Общие сведения:
1. Обозначение ........................................................................................ ТГ-16М
2. Мощность на клешах генератора в режимах:
(а) Работа на бортсеть ........................................................ Не более 18 кВт
(б) Зацуск двигателей М-20 (на 6-й ступени) ............................... 56-60 кВт
3. Виброперегрузки турбогенераторной установки не более:
(а) Корпуса компрессора:
- на режиме холостого хода:
в начале ресурса .............................................................................................. 10g
в конце ресурса ................................................................................................ 20g
- на проходных режимах (при запуске турбогенераторной установки):
в начале ресурса .............................................................................................. 20g
в конце ресурса ................................................................................................ 45g
(б) Корпуса редуктора (на холостом ходу):
в начале ресурса ................................................................................................ 4g
в конце ресурса ................................................................................................. 7g
4. Сухая масса с генератором ГС-24А-ЗС ............................. Не более 190 кг - с за щитным кольцом, 170 кг - без защитного кольца
5. Габариты турбогенераторной установки:
(а) Длина ........................................................................................... (1580±8) mm
(б) Максимальный диаметр ..................................................... Не более 670 mm
(в) Ширина.................................................................................. Не более 575 mm
6. Установочные размеры:
(а) Расстояние между опорами редуктора по центрам.................... (330±3) mm
(б) Расстояние между передней опорой и плоскостью
задних опор ................................................................................ (437±3,5) mm
7. Крепление установки................................... На трех точках (в двух вариантах)
Назначение и конструкция ТГ -16М
Турбогенераторная установка ТГ-16М (рис. 1) предназначена да обеспечения запуска газотурбинных двигателей самолетов на аэродромах с высотой расположения до Н = 4200 м (для самолета Ан-32 до Н - 4500 м) и питания бортовой сети самолета как во время подготовки к полету, так и в полете на высотах до Н - 4200 м (в последнем случае - как аварийный источник тока).
Рис.1 ТГ-16
Турбогенераторная установка ТГ-16М является автономным агрегатом, и состоят из газотурбинного двигателя ГТД-16М, редуктора, генератора постоянного тока ГС-24А-ЗС и систем, обеспечивающих запуск и работу установки.
Газотурбинный двигатель ГТД-16М состоит из центробежного компрессора с односторонним входом воздуха, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой газовой турбины и выхлопного патрубка.
Редуктор установки состоит из корпуса, вентилятора обдува генератора, центробежного суфлера и системы прямозубых цилиндрических шестерен, через которые приводятся во вращение генератор ГС-24А-ЗС и агрегаты, обеспечивающие запуск и работу установки.
Запуск и работа установки на режиме обеспечиваются системами электрооборудования., топливопитания и смазки.
Система электрооборудования установки обеспечивает автоматический запуск установки, холодную прокрутку ее, регулирование напряжения генератора ГС-24А-ЗС при запусках газотурбинного двигателя, работу генератора на бортсеть и прекращение работы установки.
Топливная система установки обеспечивает подачу топлива в газотурбинный двигатель в количествах, необходимых для запуска и работы установки на режимах холостого хода и на режимах загрузки.
Система смазки установки - автономная, обеспечивает подвод масла под давлением ко всем трущимся поверхностям и отвод отработанного масла в маслобак.
Установка оборудована:
- Аварийной системой, которая не допускает раскрутки установки до оборотов разрушения при любых неисправностях з топливной автоматике.
- Системой блокировки по минимальным оборотам, которая снимает загрузку с установки при просадке оборотов ниже допустимых, с одновременным остановом запускаемого газотурбинного двигателя.
- Системой ограничения электрической мощности, которая не допускает перегрузку, как самой установки, так и стартер-генераторов запускаемого газотурбинного двигателя
Газотурбинный двигатель ГТД-16М и генератор ГС-24А-ЗС расположены ка одной оси по обе стороны редуктора, служащего одновременно силовым элементом установки.
Большинство агрегатов и датчиков контрольно-измерительной аппаратуры установки располагается на редукторе установки: топливный насос-регулятор ТНР-40МС, масляный насос, сигнализатор оборотов СOД-1-2С, сигнализатор давления масла СД-24А, катушки зажигания 1КНИ-11Б-Т, датчик тахометра. ДТЭ-1, маслобак, топливный фильтр. Свечи СПН-4-ЗТ монтируются вместе с воспламенителями на кожухе камеры сгорания, датчик Т-9Д термометра выходящих газов - на выхлопном патрубке газотурбинного двигателя. Между редуктором и компрессором устанавливается клапан запуска, клапан постоянного давления, электромагнитные краны и коллектор проводов.
Пускорегулирующая аппаратура: ПТ-16МТВ, ПРК-8МТВ, АДП-75А, ограничитель мощности ОМ-16-Т, автомат останова запускаемого газотурбинного двигателя АОД-20, измеритель тахометра ИТЭ-1 и измеритель термопары ТСТ-2 устанавливаются на самолете.
Крепление установки на самолете производится по трем точкам. Для этого предусмотрено пять точек крепления, которые допускают крепление установки в двух вариантах - на нижних или боковых подвесках.
Запуск ТГ-16М
Принцип работы системы запуска ТГ-16 состоит в следующем. Автоматика системы запуска и электромагнитные топливные клапаны питаются непосредственно от бортовых аккумуляторов. Это исключает останов газотурбинной установки в том случае, когда после запуска от аэродромных источников переключают питание бортовой сети постоянного тока с аэродромных на бортовые источники и сеть кратковременно обесточивается.
Стартер ГС-24А питается от основной шины бортовой сети постоянного тока, к которой перед запуском или холодной прокруткой газотурбинной установки подключают аэродромный источник электроэнергии или бортовые аккумуляторные батареи.
Если запуск или холодная прокрутка газотурбинной установки производится при работающих одном или обоих двигателях АИ-24, то генераторы СТГ-18ТМО должны быть отключены от бортовой сети. Это вызвано тем, что в начальный момент раскрутки стартер ГС-24А потребляет большой ток, в результате чего при подключенных генераторах разрушились бы их предельные предохранительные муфты.
Перед запуском включают выключатель «Подготовка запуска» и переключатель «Холодная прокрутка ТГ — Запуск» устанавливают в положение «Запуск». После этого для включения системы нажимают на 1—1,5 с кнопку «Запуск ТГ». При этом включается программный механизм панели ПТ-16А, загорается лампа «Запуск ТГ идет». В дальнейшем работой системы управляет программный механизм, отсчет времени ведется с момента его включения.
На «нулевой» секунде включается система зажигания (осуществляется «прожиг» свечей). Одновременно контактором 1 (см. смотреть статью под номером 9) подключается обмотка возбуждения стартера ГС-24А.
На 5-й секунде срабатывают контактор 2 и реле максимальных оборотов РМО-16, в результате чего замыкается цепь питания якорной обмотки стартера, который начинает раскрутку ротора установки. Контакты реле РМО-16 замыкаются за счет кратковременного включения питания его параллельной обмотки. После замыкания контактов реле через его последовательную обмотку протекает ток якорной обмотки стартера. Этот ток создает магнитное поле, которым контакты реле удерживаются замкнутыми.
На 8-й секунде включается электропитание топливных клапанов, топливо поступает в камеру сгорания. Одновременно контактором 3 в цепь обмотки возбуждения стартера включается сопротивление , за счет чего уменьшается ток в этой обмотке и увеличиваются обороты раскрутки. С увеличением частоты вращения вала стартера ток в его якорной обмотке уменьшается. При частоте вращения вала 12 ООО—15 ООО обмин этого тока становится недостаточно для удержания контактов реле РМО-16 замкнутыми и они размыкаются, т. е. выключается стартер ГС-24А.
Расчетная часть
Окружная сила равна :
=
= = 1174.1 Н
М- момент
d – диаметр шестерни
z - число зубьев
Расчет на изгиб зубьев шестерен привода топливного насоса-регулятора производится по формуле:
=
= 4 = 16.77 МПа
–действующее напряжение изгиба (Мпа)
– окружная сила (Н)
В – ширина венца
m – модуль зацепления
= (1.5) – коэффициент динамической нагрузки
= (4) – коэффициент формы зуба
Диаметр шестерни равен:
d=m z
d=3.0 67= 201
Усилие на изгиб зубьев шестерни привода топливного насоса-регулятора
составляет : 16.77 МПа
Экономическая часть
Увеличение сухой массы двигателя приведет к уменьшению коммерческой нагрузки. Затраты же по техническому обслуживанию, амортизации и топливу останутся практически неизменными.
Годовой экономический эффект (ЭG пус)
ЭG пус = Э(b- 1), руб/самолето-год.,
ЭG пус =1500 281000 (1.09 – 1)= 37935000 руб/самолето год.
где: -годовой налет
Э – себестоимость летного часа принять: АН-24 равной 281000руб/самолето-год
b – коэффициент изменения коммерческой загрузки за счет изменения сухой массы двигателя.
b = ;
для АН-24 принять: 5500кг
b = = 1.09
=1+ экономия сухой массы двигателя.
Снижение сухой массы двигателя на 9%
=5500 + 495 = 5995
Расчет годовой экономии от уменьшения расхода топлива используется на увеличение коммерческой загрузки:
= [Э() +] руб/самолето-год
где: Э – себестоимость летного часа до снижения расхода топлива, по типам принять АН-24 равной 281000 руб/самолето-год
- годовой налет, применить по типам АН-24 равным 1500 час.
=1500 [281000 (1.09 -1) +975000] =1500435000 руб/самолето- год
= –коэффициент изменения коммерческой загрузки за счет изменения расхода топлива за рейс. по типу л/а принять для Як -42 равной 14500 кг;
= + экономия расхода топлива за рейс.
экономия расхода топлива за рейс составит 9%
= = = 1.09
= (h + ) руб/самолето-год
где: - отпускная цена на топливо с учетом района базирования и удаления аэропорта от железнодорожной станции. Для расчета принять =25000 руб/т
, – уменьшение расхода топлива, соответственно, при работе двигателя на земле и в воздухе.
Таблица 1- исходные данные для определения расхода топлива
|
Тип л/а
|
кг/час
|
кг/час
|
|
Аи-24
|
60
|
420
|
Уменьшение расхода топлива:
Qнз- 10% Qв-8%
коэффициент h – удельный вес работы двигателя на земле. Для всех типов ВС принять h=0.9
=25000 (0.9 6 + 33.6) = 975000руб/самолето-год.
Список используемой литературы.
- Техническая механика. Д.В Чернилевский, Е.В Лаврова, В.А Романов. М. Наука 1982
- Задание и методические указания на курсовое проектирование по конструкции и техническому обслуживанию авиационных двигателей.
Зайцев М.Н, Локтионов С.М. Троицк 2010г.
- Двигатель ТГ-16М , руководство по технической эксплуатации. Издательство «Машиностроение» Москва 1971г.
- Интернет сайты: http://www.avsim.su
http://www.aviaros.narod.ru
http://ru-technics.ru/2011/07/princip-raboty-sistemy- zapuska-tg-16/
http://an-26.com/TG-16M/
http://aviadocs.net/RLE/An-12/CD1/Dr_Dok/TG-16M_RETO.pdf
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
3
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
5
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
6
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
7
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
8
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
9
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
10
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
11
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
12
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
13
Изм.
Лист
№ докум.
Подпись
Дата
Лист
14
Конструкция и техническое обслуживание двигателя АИ-24