Сравнительный анализ конструкции масляной системы ТВ2–117 АГ и ТВ3-117 ВМ. Дипломная (ВКР). Транспорт, грузоперевозки.
💣 👉🏻👉🏻👉🏻 ВСЯ ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻
Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.
Помощь в написании работы, которую точно примут!
Похожие работы на - Сравнительный анализ конструкции масляной системы ТВ2–117 АГ и ТВ3-117 ВМ
Нужна качественная работа без плагиата?
Не нашел материал для своей работы?
Поможем написать качественную работу Без плагиата!
«Омский летно-технический колледж
гражданской авиации имени А.В. Ляпидевского» филиал Федерального
государственного образовательного учреждения высшего профессионального
образования
«Ульяновского высшее авиационное
училище гражданской авиации (институт)»
(ОЛТК ГА филиал ФГБОУ ВПО УВАУ ГА
(И))
«Сравнительный анализ конструкции
масляной системы ТВ2- 117 АГ и ТВ3-117 ВМ»
«Техническая эксплуатация летательных
аппаратов и двигателей»
Актуальность - Система смазки двигателя выполняет следующие функции:
·
уменьшает силы
трения между трущимися поверхностями и механический износ деталей;
·
уменьшает затраты
мощности на преодоление сил трения;
·
обеспечивает
отвод тепла от трущихся (поверхностей;
·
выносит из
зазоров между трущимися поверхностями продукты износа деталей;
Для надежной работы силовой установки необходимо знать параметры работы,
ограничения по температурам, требования предъявляемые к качеству и свойству
авиационных масел.
Знания конструктивных особенностей маслосистем вертолетных авиадвигателей
должно быть неотделимой частью знаний пилота при выполнении им своих
профессиональных обязанностей.
Цель исследования - Обобщить и углубить знания в процессе изучения
масляных систем двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ; произвести анализ конструкции
и эффективности масляных систем двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ.
Объект исследования - Масляные системы двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ и
их агрегаты.
1. Подобрать и изучить информацию, относительно масляных систем
двигателей ТВ2-117АГ и ТВ3-117ВМ и их агрегатов;
2. Произвести анализ данных масляных систем;
маслосистема
вертолет двигатель смазка
1.1 История развития вертолетного
двигателестроения
Потребности дальнейшего развития промышленного производства в Российской
Федерации, освоение ее природных богатств требуют активного развития и
применения вертолетной авиации. Вертолет, - на сегодня единственный летательный
аппарат, не требующий аэродромов. Вертолеты транспортируют грузы и пассажиров в
труднодоступные районы, с вертолетов вносятся минеральные удобрения, ведется
борьба с вредителями сельскохозяйственных культур, на вертолетах доставляются
вахты на буровые и нефтедобывающие установки, вертолеты используются для
геологической разведки, аэрофотосъемки, патрулирования и борьбы с лесными
пожарами, а также для выполнения сложных монтажных работ.
Первыми советскими вертолетами, широко применявшимися в народном
хозяйстве, были вертолеты Ми-1 и Ми-4, начало серийного производства
соответственно 1950 и 1952 годы. На вертолетах Ми-1 и Ми-4 были установлены
поршневые двигатели. На рубеже 50-60-х годов в гражданскую авиацию стали
поступать вертолеты Ми-6, Ми-2, Ми-8. Летно-технические характеристики этих
вертолетов по сравнению с Ми-1 и Ми-4 резко возросли: скорость возросла почти в
2 раза, а полезная загрузка более чем в 4 раза, производительность, выраженная
произведением полезной нагрузки на скорость, увеличилась в 8 раз. Это стало
возможным благодаря совершенствованию конструкции и эксплуатационных качеств
вертолета. Главная причина роста летно-технических характеристик вертолетов -
применением на них газотурбинных двигателей (ГТД). В настоящее время
газотурбинные двигатели применяются на большинстве отечественных и зарубежных
вертолетов.
Огромный вклад в создание и развитие современной теории авиационных
газотурбинных двигателей внес академик Б. С. Стечкин (1891-1968). В 1929 г. им
была опубликована основополагающая работа «Теория воздушного реактивного
двигателя», а последующие его работы явились развитием теории рабочего процесса
и характеристик ГТД. Под руководством Б. С. Стечкина в ВВИА имени профессора Н.
Е. Жуковского была создана научно-методическая школа и написаны общепризнанные
фундаментальные учебники по теории авиационных газотурбинных двигателей.
Значительные заслуги в развитии теории газотурбинных двигателей
принадлежат профессорам В. В. Уварову, И. И. Кулагину, Н. В. Иноземцеву, Т. М.
Мелькумову, К. В. Холщевникову, С. М. Шляхтенко, А, В. Болгарскому, П. К.
Казанджану, Ю. Н. Нечаеву, Р. М. Федорову и другим советским ученым.
К началу 30-х годов 20-го столетия учеными и изобретателями было
предложено множество схем газотурбинных двигателей, была разработана теория их
работы. Это стимулировало проведение исследований по практическому созданию
авиационных газотурбинных двигателей.
Широкое применение ГТД в авиации стало возможным лишь с конца 40-х годов
20-го столетия (после окончания второй мировой войны), чему способствовали
достижения теории и конструкции двигателей, а также достаточно высокий уровень
авиационной металлургии и технологии. Первые ГТД устанавливались на самолеты.
Это позволило значительно увеличить их скорость полета, дальность, полезную
нагрузку.
Для всего последующего этапа развития авиационных ГТД характерной
особенностью является улучшение их тяговых (мощностных) характеристик и
экономичности. Это достигалось за счет комплексного совершенствования
газодинамической схемы двигателей и параметров рабочего процесса, выразившегося
в повышении уровней давления и температуры рабочего тела в двигателях. Следует
отметить, что постоянное улучшение основных данных авиационных двигателей
привело к значительной интенсификации всех процессов, протекающих в них, и к
значительному усложнению конструкции. В свою очередь усложнение конструкции,
широкое применение дорогостоящих конструкционных материалов (жаростойких и
титановых сплавов), а также установка на двигатель большого числа систем,
обеспечивающих его устойчивую работу и управление, привели к сильному
увеличению стоимости двигателей. Все это выдвинуло в число первостепенных задач
обеспечение надежности двигателей, существенно повысило требования к качеству
технического обслуживания и эксплуатации авиационных двигателей.
Большой вклад в развитие авиадвигателестроения и создание
высокоэффективных авиационных двигателей внесли коллективы отечественных
конструкторских бюро, руководимые в разное время выдающимися учеными и
конструкторами A.M. Люлька, В.Я.Климовым, А. А. Микулиным, В. А. Добрыниным, С.
К. Туманским, Н. Д. Кузнецовым, А. Г, Ивченко и другими.
Особенно необходимо выделить конструкторов внесших большой вклад в
создание вертолетных ГТД:
·
Соловьев П. А.
Под его руководством в 1959г был разработан двигатель Д-25В (вертолет Ми-6);
·
Изотов С. П. Под
его руководством были разработаны двигатели:
·
ГТД-350 в 1964г
(вертолет Ми-2);
·
ТВ2-117 в 1965г
(вертолет Ми-8Т);
·
ТВ3-117 в 1972г
(вертолет Ми-8МТВ).
Лотарев В.А. Под его руководством в 1982г был разработан самый мощный в
мире вертолетный двигатель Д-136 (вертолет Ми-26).
1.2 Принцип работы газотурбинного турбовального
авиадвигателя
Вертолетным газотурбинным двигателем называется газотурбинный двигатель,
силовая (свободная) турбина которого развивает мощность, используемую для
привода несущего винта. Принципиальная схема газотурбинного двигателя со
свободной турбиной приведена на рис. 1. Основными узлами такого двигателя
являются: входное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина компрессора,
силовая (свободная) турбина и выходное устройство. Основные системы: система
приводов, маслосистема, топливная система, система регулирования и управления,
противообледенительная система, система запуска.
Рис. 1. Схема турбовального ГТД: 1- входное устройство; 2- компрессор; 3-
камера сгорания; 4- турбина компрессора; 5- турбина винта (свободная турбина);
6- выходное устройство; 7 - вал отбора мощности
На примере ТВаД рассмотрим характерные сечения газотурбинного двигателя:
·
«Н» сечение
невозмущенного потока, в этом сечении параметры воздуха соответствуют атмосферным;
·
«Вх» сечение на
входе во входное устройство двигателя;
·
«В» сечение на
входе в компрессор двигателя;
·
«К» сечение на
выходе из компрессора двигателя, вход в камеру сгорания;
·
«Г» сечение на
выходе камеры сгорания двигателя, вход в турбину;
·
«ТК» сечение на
выходе из турбины компрессора (перед свободной турбиной);
·
«Т» сечение на
выходе из турбин двигателя, вход в выходное устройство;
·
«С» сечение на
выходе из двигателя.
Буквы, обозначающие сечения двигателя, используются в качестве индекса при
обозначении величин, характеризующих параметры газа. Например, СС - скорость
истечения газа на выходе из двигателя, РК - давление газа за компрессором
двигателя и.т. д.
Входное устройство предназначено для подвода к двигателю необходимого
количества воздуха из атмосферы с минимальными гидравлическими потерями.
Конструктивно выполнено как сужающийся канал, являющийся составной частью
капотов. При движении воздуха во входном устройстве, как в любом сужающемся
канале, происходит увеличение скорости, падение давления , снижение температуры
.
Компрессор предназначен для повышения давления воздуха. Компрессор
конструктивно выполнен как лопаточная машина с вращающемся ротором. В
компрессоре происходит повышение энергии воздуха за счет подводимой к его
ротору механической энергии. Скорость потока в компрессоре несколько снижается.
В компрессоре реализуется термодинамический процесс, приближенный к
адиабатному. У вертолетных ТВаД обычно применяется осевой компрессор, т.е.
воздух в компрессоре движется вдоль оси двигателя.
Камера сгорания предназначена для подвода к воздуху тепла, в результате в
камере сгорания происходит значительный рост температуры. При этом профиль
проточной части камеры сгорания выбран таким, чтобы по мере продвижения газа
происходило некоторое увеличение его скорости и снижение его давления.
Термодинамический процесс в камере сгорания близок к изобарическому.
Турбина компрессора предназначена для привода во вращение ротора компрессора.
Конструктивно выполнена как лопаточная машина, ротор которой с помощью вала
связан с ротором компрессора и вращается заодно с ним. В турбине внутренняя
энергия газа преобразуется в механическую т.е. и за счет этого вырабатывается
механическая энергия, передаваемая через вал к ротору компрессора и расходуемая
на его вращение.
Часть двигателя, включающая в себя компрессор, камеру сгорания, турбину
компрессора, называется турбокомпрессором или газогенератором.
Свободная турбина предназначена для выработки мощности, необходимой для
передачи к главному редуктору вертолета. Процессы, происходящие в свободной
турбине аналогичны тем, которые происходят в турбине компрессора.
Выходное устройство двигателя (не регулируемое) представляет собой
расширяющийся патрубок, обеспечивающий отвод отработанных газов в сторону от
двигателя. В выходном устройстве двигателя ТВ2-117 газ, выходящий и свободной
турбины активно смешивается с охлаждающим воздухом. В результате давление,
температура и скорость газа снижаются.
Система приводов предназначена для передачи мощности от роторов двигателя
к главному редуктору вертолета и агрегатам. К главному редуктору вертолета
подводится вся мощность со свободных турбин обоих двигателей. К агрегатам
систем двигателей мощность отбирается от ротора турбокомпрессора.
Маслосистема двигателя для смазки и охлаждения трущихся деталей
двигателя, удаления продуктов износа. Маслосистема на двигателе ТВ2-117
выполнена циркуляционной. Основными агрегатами системы являются нагнетающие и
откачивающие маслонасосы, фильтры, клапаны и др. Рабочей жидкостью маслосистем
является синтетическое масло Б-ЗВ.
Топливная система обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания в
соответствии с установленным режимом работы двигателя и условиями окружающей
среды. Условно всю топливную систему можно разделить на четыре системы:
·
систему низкого
давления, обеспечивающую хранение необходимого запаса топлива на вертолете,
очистку его от механических примесей и воды и подачу к насосу-регулятору,
расположенному на двигателе. Обычно все элементы системы низкого давления
расположены на вертолете;
·
систему высокого
давления, предназначенную для повышения давления топлива и подачи его в камеру
сгорания. Агрегаты системы высокого давления обычно расположены на двигателе;
·
пусковую
топливную систему, обеспечивающую подачу пускового топлива при запуске
двигателя;
·
систему дренажа,
обеспечивающую слив топлива из корпусов камеры сгорания и турбин двигателя
после неудавшегося запуска, слив топлива из коллекторов рабочих форсунок после
останова двигателя и капельный слив топлива и масла из уплотнений агрегатов,
установленных на двигателе.
Система регулирования и управления включает в себя ряд агрегатов,
обеспечивающих регулирование температуры газа перед турбиной и частоты вращения
вала двигателя путем дозирования подачи топлива в камеру сгорания. Система
регулирования управляет также и другими устройствами, обеспечивая устойчивую
работу компрессора, исключая рост параметров рабочего процесса двигателя сверх
допустимой величины.
Управление двигателями вертолета осуществляется при помощи ручки
«шаг-газ», рукоятки коррекции газа и рычага раздельного управления. Перемещение
ручки «шаг-газ» вызывает изменение угла установки несущего винта и
перенастройку насоса-регулятора на другую подачу топлива. При этом частота
вращения свободной турбины и несущего винта на основных рабочих режимах
автоматически поддерживается постоянной. Рукояткой коррекции можно изменить
режим работы двигателей, не изменяя угла установки лопастей несущего винта. Для
опробования двигателей и в случае отказа одного из них предусмотрено их
раздельное управление.
Противообледенительная система обеспечивает обогрев конструкции передней
части двигателя и воздухозаборника горячим воздухом, отбираемым из компрессора.
Система запуска обеспечивает автоматический запуск двигателя и включает стартер-генератор,
пусковую панель, аккумуляторные батареи (турбогенераторную установку),
аэродромную розетку, переключающие контакторы и блокировочные реле. Запуск
двигателя может осуществляться как от аэродромных источников питания, так и от
бортовых аккумуляторных батарей.
1.2.3 Основные требования предъявляемые к ТВаД
силовой установки вертолета
Силовая установка современного вертолета состоит из двух турбовальных
двигателей (ТВаД) и главного вертолетного редуктора, который суммирует мощности
двигателей и обеспечивает привод несущего и хвостового винтов. Двигатели имеют
противоположные направления выходных устройств и незначительные конструктивные
особенности, обеспечивающие при необходимости их взаимозаменяемость. Применение
в силовой установке двух двигателей повышает безопасность полета, так как при
выключении одного из них второй обеспечивает продолжение полета или выполнение
безопасной посадки.
Дальность и высота полета, скорость, экономичность и другие
характеристики вертолета в значительной мере зависят от технических
характеристик двигателей, входящих в состав его силовой установки. К числу
основных требований, предъявляемых к вертолетным газотурбинным двигателям,
относятся:
·
надежность и
долговечность, в течение заданного ресурса;
·
высокая экономичность,
определяемая расходом топлива;
·
надежный запуск и
хорошая приемистость;
·
допустимый
уровень вибрации и шума;
·
малый вес и малые
поперечные и продольные размеры;
·
простота и
удобство эксплуатации и технического обслуживания;
·
малая стоимость
изготовления и ремонта.
Полное выполнение всех этих требований практически невозможно, поэтому
при проектировании и изготовлении двигателя обеспечивается выполнение наиболее
важных из них. Обычно для каждого типа вертолета проектируются и изготовляются
конкретные типы двигателей. Из анализа существующих схем привода несущего винта
вертолета видно, что на современном этапе развития двигателестроения наиболее
полно удовлетворяет требованиям, предъявляемым к силовому приводу,
газотурбинный двигатель со свободной турбиной.
Режим работы двигателя - состояние работающего двигателя, характеризуемое
совокупностью значений мощности, а также параметров рабочего процесса (πк, Т3) и других параметров,
определяющих происходящие в нем процессы тепловую и динамическую напряженность
его деталей (частота вращения ротора турбокомпрессора nтк, свободной турбины
ПСВ и др). В зависимости от изменения параметров двигателя во времени различают
установившиеся и неустановившиеся режимы работы двигателя.
Взлетный режим работы двигателя - установившийся режим работы двигателя,
характеризуется максимальной мощностью Ne, максимальными значениями nтк, nсв, πк, Т3 Работа двигателя на взлетном
режиме допускается в течение ограниченного времени.
Взлетный режим применяется при взлете вертолета, может быть также
применен при полете на одном двигателе в случае отказа второго.
Номинальный режим - установившийся режим работы двигателя,
характеризуемый пониженными по сравнению с взлетным режимом значениями Ne, nтк,
nсв, πк, Т3. Работа двигателя на
номинальном режиме также ограничено по времени.
Эффективная мощность двигателя на номинальном режиме составляет 0,7÷0,9 от Ne на взлетном.Номинальный
режим применяется в полете при наборе высоты.
Крейсерский режим - установившийся режим работы двигателя,
характеризуемый пониженными по сравнению с номинальным величинами Ne, nтк, nсв, πк, Т3. Продолжительность работы
двигателя на крейсерском режиме в течение ресурса не ограничена.
Эффективная мощность двигателя на крейсерском режиме < 0,7 Ne на
взлетном.
Крейсерский режим применяется при горизонтальном полете вертолета на
максимальную дальность и продолжительность, при полете со снижением.
Режим малого газа - установившийся режим работы двигателя с минимальной
частотой вращения роторов и мощностью, при которых обеспечиваются его
устойчивая работа. При работе на режиме «малый газ» величина мощности двигателя
не регламентируется. На режим «малый газ» двигатель выходит после запуска, на
этом режиме осуществляется прогрев двигателя после запуска и охлаждение перед
остановом.
Время работы двигателя на режиме «малый газ» ограничено, т.к. при
длительной работе на этом режиме возможен перегрев подшипниковых узлов из-за
недостаточной циркуляции масла и охлаждающего воздуха.
Масляная система двигателя относится к числу систем, обеспечивающих
надежную работу двигателя. От эффективности ее работы в значительной мерс зависит
ресурс работы двигателя. Маслосистема обеспечивает циркуляцию масла, при этом
масло подводится к трущимся деталям двигателя. Подвод масла к трущимся деталям
необходим для:
— эффективной смазки трущихся поверхностей деталей двигателя с
целью уменьшения их износа и наклепа, а также уменьшения сил трения между ними;
— надежного и достаточно интенсивного охлаждения деталей, т.с.
отвода тепла от этих деталей, выделяющегося при трении или передающегося к ним
от соседних, более нагретых деталей;
— промывки трущихся поверхностей с целью удаления с них и
выноса из двигателя твердых частиц, образующихся в результате износа;
— предохранения от коррозии деталей двигателя в процессе его
эксплуатации,
Прекращение подачи масла к трущимся деталям приводит к перегреву двигателя,
разрушению его подшипников, заклиниванию, а иногда, и к полному разрушению
двигателя. В связи с этим к маслосистеме предъявляются следующие требования.
Она обеспечивать:
Надежную работу агрегатов системы и бесперебойную подачу масла в
двигатель на всех режимах его работы как на земле, так и в полете при любых
атмосферных условиях и при любых условиях полета.
Автоматическое поддержание температуры масла в заданных пределах.
Тщательную очистку масла от механических примесей, воздуха и газов.
Быстрый прогрев масла в системе после запуска двигателя.
Условия, препятствующие выбросу масла в атмосферу, а также перетеканию
масла из бака в неработающий двигатель.
Необходимый запас масла в системе, достаточный для максимально возможного
по продолжительности полета
Герметичность системы и надежность уплотнения соединений и полостей, а
значит, минимальные часовые расходы при работе двигателя на земле и в полете и
его пожарную безопасность.
Простоту и удобство технического обслуживания, а также замены агрегатов и
трубопроводов
Необходимость в смазке и охлаждении трущихся деталей двигателя,
объясняется тем, что при относительном перемещении соприкасающихся деталей
между ними возникает сила трения, величина которой зависит от силы прижатия
деталей, их материалов и качества обработки поверхностей. В зависимости от
характера относительного движения трущихся деталей различают трение скольжения
и трение качения.
Трение скольжения происходит в зубчатых зацеплениях, шлицевых
соединениях, в подшипниках скольжения и т. д. При этом в зависимости от способа
смазки, количества и сорта поступающего масла возможны три вида трения
скольжения:
Сухое трение, происходящее между несмазываемыми поверхностями трущихся
деталей, при этом коэффициент трения ц = 0,2-0,5.
Жидкостное трение, когда трущиеся поверхности разделены прослойкой масла
(ц = 0,003-0,010).
Граничное трение, если смазанные поверхности частично непосредственно
соприкасаются между собой (ц = 0,01-0,10).
Трение качения происходит в шариковых и роликовых подшипниках.
Коэффициент трения для шариковых подшипников равен: и = 0,001 - 0,003 и для
роликовых подшипников ц = 0,002 - 0,007.
По сравнению с подшипниками скольжения подшипники качения имеют меньшие
силы трения, почти не зависящие от скорости вращения, меньший на1рев, более
высокую работоспособность при высоких рабочих температурах, менее чувствительны
к сортам масел. Поэтому подшипники качения нашли самое широкое применение на
газотурбинных двигателях.
При качении одной детали по другой, наряду с трением качения,
обусловленного взаимной деформацией деталей, неизбежно возникает и трение
скольжения из-за наличия ограничительных колец или буртиков и сепараторов,
удерживающих детали качения. Смазка между катящимися деталями оказывает влияние
на величину сил трения. Наличие масляной пленки на поверхностях трущихся
деталей способствует более равномерному распределению напряжений по пятну
контакта, а значит, увеличению долговечности деталей. Кроме того, наличие
масляной пленки предотвращает металлический контакт между трущимися деталями,
что снижает величину износа деталей. Наличие масла в контакте снижает величину
сил трения, а значит и количество выделяемого при трении тепла
В зависимости от видов трения, скорости перемещения трущихся
поверхностей, нагрузок на детали и температурных режимов двигателя для каждого
типа двигателя опытным путем подбирается сорт и вязкость масла. От вязкости
масла зависят такие эксплуатационные показатели, как потери мощности на трение,
износ трущихся поверхностей деталей, прокачка масла через двигатель, легкость и
быстрота запуска двигателя, расход масла и др.
2.3 Принцип работы маслосистемы двигателя
ТВ2-117АГ
Маслосистема двигателя включает в себя верхний масляный агрегат, нижний
масляный агрегат, магистральные трубопроводы, воздушно-масляный радиатор,
масляный бак и расширительный бачек.
Рис. 2. Схема масляной системы двигателя: 1 - масляный бак; 2 - масляный
насос нагнетающий; 3 - масляный фильтр; 4 и 11-запорные клапаны; 5 -
редукционный клапан; 6 - манометр; 7 - радиатор; 8, 9, 10, 13, 14 и 15 -
масляные насосы откачивающие; 12 - термометр; 16 - центробежный суфлер; 17 -
расширительный бачок
При работе двигателя масло из масляного бака 1 (рис. 2) вертолета по
внешнему трубопроводу подводится к штуцеру в передней части корпуса коробки приводов.
От штуцера по сверлению внутри корпуса коробки приводов масло подводится в
заднюю часть коробки к фланцу крепления верхнего масляного агрегата и поступает
на вход в нагнетающий масляный насос 2.
Нагнетаемое масляным насосом 2 масло проходит масляный фильтр 3, запорный
клапан 4 по наружным трубопроводам, каналам в корпусах опор роторов двигателя и
форсункам поступает к точкам смазки.
В нагнетающей магистрали системы смазки требуемое давление масла
поддерживается редукционным клапаном 5. Давление измеряется манометром 6 в
трубопроводе подачи масла к корпусам опор роторов двигателя.
Масло от точек смазки откачивается нижним масляным агрегатом, который
включает в себя пять откачивающих насосов 8, 9, 10, 13 и 14. Из полости коробки
приводов масло откачивается шестым откачивающим насосом 15, расположенным в
верхнем масляном агрегате.
*Воздушно-масляный радиатор, масляный бак и расширительный бачек входят в
состав внешней маслосистемы.
Из откачивающих насосов масло через запорный клапан 11 направляется в
радиатор 7 и из него возвращается в масляный бак 1. Для предотвращения
перетекания масла из бака в двигатель на стоянке в схеме предусмотрены два
запорных клапана 4 и 11 в нагнетающей и откачивающей магистралях.
Температура выходящего из двигателя масла измеряется термометром 12 в
магистрали отвода масла из нижнего масляного агрегата в радиатор.
В систему суфлирования двигателя входят центробежный суфлер 16,
расположенный в коробке приводов, и расширительный бачок 17, установленный на
вертолете.
Верхний масляный агрегат (рис. 3) расположен задней стенке корпуса
коробки приводов с правой стороны и включает в себя блок масляных насосов 8,
сетчатый фильтр 7, запорный клапан 6, редукционный клапан 19 и узел крышки
фильтра. Все эти элементы заключены в общий магниевый корпус 4, имеющий два
наружных штуцера: штуцер 1 для выхода масла, откачиваемого из коробки приводов,
и штуцер 2 для отвода масла, нагнетаемого к точкам смазки двигателя.
Рис. 3. Верхний масляный агрегат: 1 - штуцер отвода масла, откачиваемого
из коробки приводов; 2 - штуцер подачи масла к масляным полостям двигателя; 3 -
траверса; 4 - корпус фильтра; 5 - диск разделительный; 6 и 24 - клапаны; 7 -
фильтр; 8 - блок масляных насосов; 9, 14, 15 и 17 - кольца уплотнительные; 10 -
насос откачивающий; 11- насос нагнетающий; 12 - фильтроэлементы; 13 - каркас;
16 и 23 - пружины; 18 и 26 - крышки; 19 - клапан редукционный; 20 - кольцо
стопорное; 21 - трубки переходные; 22 - кольцо регулировочное; 25 - корпус
клапана; 27 - фильтр; 28- пружина
Канал А для подачи масла в нагнетающий насос и канал Б для подачи масла в
откачивающий насос соединены через переходные трубки 21 с соответствующими
каналами в корпусе коробки приводов.
Блок 8 масляных насосов состоит из двух насосов - нагнетающего 11 и
откачивающего 10; оба насоса заключены в корпусы из магниевого сплава.
Подшипниками ведущего валика насосов служат бронзовые втулки, запрессованные в
корпус.
Масляный фильтр 7 состоит из 15 сетчатых дисковых фильтроэлементов 12,
собранных на стальном каркасе 13, разделительного диска 5, запорного клапана 6
с пружиной 16, установленных в верхней части каркаса в зоне фильтрованного
масла, и крышки 18 с траверсой 3. Крышка фильтра, разделительный диск и
посадочный поясок корпуса фильтра снабжены уплотнительными резиновыми кольцами
17, 15, 14 и 9.
Нагнетаемое насосом масло подводится в полость Д корпуса агрегата,
проходит внутрь фильтроэлементов и каркаса, отжимает запорный клапан и
поступает в полость Г, откуда направляется к масляным полостям двигателя.
По каналу В масло направляется в коробку приводов и к первой опоре
роторов двигателя, затем через штуцер 2 по наружной трубке - к остальным опорам
роторов двигателя.
Редукционный клапан 19 нагнетающего насоса состоит из стального корпуса
25 с цементированным седлом, тарельчатого клапана 24, имеющего четыре
направляющих пера, пружины 23, регулировочных колец 22, стопорного кольца 20,
сетчатого фильтра 27 и пружины 28. Редукционный клапан регулируют изменением
поджатая пружины при помощи регулировочных колец 22. Редукционный клапан
установлен в корпусе масляного агрегата и закрыт крышкой 26, которую пломбируют
после регулировки клапана.
Внешний вид верхнего маслоагрегата и компоновка его основных узлов
показаны на рисунке 4.
Схема работы верхнего маслоагрегата показана на рисунке 4.
Рис. 4. Верхний масляный агрегат: 1- штуцер отвода масла, откачиваемого
из коробки приводов; 2- корпус; 3- крышка фильтра; 4- траверса; 5-вороток; 6-
крышка редукционного клапана; 7- штуцер подачи масла к масляным полостям
двигателя
Рис. 5. Схема работы верхнего масляного агрегата: 1- канал подвода масла
в откачивающий насос;2- канал подвода масла в нагнетающий насос; 3- откачивающий
насос; 4- нагнетающий насос; 5 - сетчатый фильтр; 6- редукционный клапан; 7-
штуцер подачи масла в нагнетающую магистраль; 8- запорный клапан; 9- канал
откачивающей магистрали; А - полость всасывания; Б - полость нагнетания
Нижний масляный агрегат (рис. 6) расположен в нижней части двигателя и
закреплен на шпильках к корпусу первой опоры ротора двигателя. Назначение
агрегата - откачивать отработанное (нагретое) масло от пяти точек двигателя, от
всех пяти опор роторов двигателя и возвращать его по масляной магистрали через
воздушно-масляный радиатор в масляный бак вертолета. Нижний масляный агрегат
включает в себя пять откачивающих насосов, расположенных в два ряда: три насоса
в верхнем ряду и два насоса в нижнем. На схеме масляной системы (см. рис. 6)
насосы для наглядности расположены раздельно и в один ряд.
Рис. 6 Нижний масляный агрегат (вид снизу)
Рис. 7 Нижний масляный агрегат: а и б - разрезы; в - схема циркуляции
масла; г - вид сверху;1 и 4 - зубчатые колеса I ступени редуктора; 2 и 5 -
зубчатые колеса II ступени редуктора; 3 - редуктор; 6 - корпус насоса верхний;
7 -клапан запорный; 8 - корпус насоса нижний; 9 - крышка; 10 - ось зубчатых
колес; 11 - нижний ряд насосов; 12 -верхний ряд насосов; 13 - кран сливной; 14,
15, 17, 18 и 19 - штуцеры подвода масла в агрегат; 16 - штуцер отвода масла из
агрегата
Нижний масляный агрегат состоит из следующих узлов (рис. 7): двух
магниевых корпусов - верхнего 6 и нижнего 8, крышки 9, двух рядов шестеренчатых
насосов - верхнего 12 и нижнего 11, трех бро
ВВЕДЕНИЕ Дипломная (ВКР). Транспорт, грузоперевозки.
Реферат На Тему Управление Персоналом В Американских И Японских Фирмах
Контрольная работа: Мировые деньги и международная ликвидность
Контрольная работа по теме Мировая и отечественная практика франчайзинга
Контрольная работа: Административное право
Алгебра 10 Контрольная Работа Тригонометрия
Контрольная Работа 3 2 Класс
Доклад по теме Джованни Паизиелло
Реферат: Вариации на тему электрохимической активации
Реферат: Педагогическая и производственная практика студентов специальности 040201 Социология
Курсовая Работа На Тему Определение
Базовые Произведения Для Итогового Сочинения
Практическое задание по теме Анализ целевых аудиторий Акционерного коммерческого Сберегательного банка Российской Федерации
Реферат: Расчет на ЭВМ характеристик выходных сигналов электрических цепей
Развитие Скорости Реферат По Физкультуре
Курсовой Проект По Экономике Жд
Тетрадь Для Практических Работ
Курсовая работа по теме Правове положення України в складі Московської держави
Реферат: Death In Frostian Poems Essay Research Paper
Сочинение По Русскому Языку 8
Курсовая работа по теме Бандитизм и его отличия от разбоя
Статья: Афинагор Афинянин
Дипломная работа: Работа палатной медицинской сестры высшей категории
Реферат: Современные средства коммуникации