Загальний вигляд двигуна ТВ2-117A:
а - зліва; б - справа; 1 агрегат КА- 40; 2 штуцер суфлювання; 3 агрегат НР- 4ОВА; 4 стартер- генератор ГС- 18ТО; 5 агрегат им- 40; 6 пусковий запальник; 7- колектор термопар; 8- трубопровід суфлювання; 9-кронштейн датчика манометра палива; 10 штуцер підведення палива в агрегат НР- 40ВА; 11 - гідромеханізму; 12 - клапан перепуску повітря; 13- блок електромагнітних клапанів з клапаном постійного тиску; 14,26- штуцери суфлювання II опори роторів двигуна; 15- протипожежний колектор; 16- дренаж; 17- агрегат ро- 4ОІ; 18- вузли для підвіски двигуна; 19- агрегат СО-40; 20 фланець відбору повітря; 21- масляний фільтр; 22- штуцер підведення масла з масляного бака; 23- фланець суфлювання III опори роторів двигуна; 24- колодка термопар; 25- блок дренажних клапанів; 27- клапан перепуску повітря, 28- пpoтівообледенітельний клапан; 29- гідромеханізму; 30- штуцер виходу масла з двигуна; 31-кронштейн датчика манометра масла; 32 пробка зливу масла.
Особливості конструкції двигуна:
Наявність вільної турбіни НВ, що дозволяє:
мати незалежну від nтк частоту обертання НВ;
полегшує розкрутку ТК при запуску;
виключає необхідність муфти включення.
Наявність автоматичної системи регулювання, що дозволяє управляти роботою двигуна на будь-якому етапі від запуску до вимикання в різних експлуатаційних умовах.
Тип двигуна…………. ......... ...... .газотурбінний, з вільною турбіною
Габарити двигуна в мм
довжина з агрегатами і вихлопною трубою .... 2835
Суха вага двигуна в кг ....................................................... 330 ± 2%
Напрямок обертання (якщо дивитися по польоту):
ступінь підвищення статичного тиску на злітній режимі (Н = 0, V = 0, ВСА-6) ............................................................ не більше 6,6
Камера згоряння .................. кільцева, з вісьмома головками для форсунок
Турбіна компресора ....................................... ..осевая, двоступенева
Вільна турбіна .......................................... ..осевая, двоступенева
Вихлопна система .................. .. ... нерегульована, вихлоп через патрубок
розташований під кутом 60 до осі двигуна
Допустимий час безперервної роботи двигуна в хв не більше:
на злітному режимі ............................................. 6 на номінальному режимі ..................................... 60
на крейсерському режимі ..................... без обмежень
1.1 Основні вузли і агрегати двигуна
Компресор двигуна стискає надходить з атмосфери повітря і подає його в камеру згоряння. Компресор - осьового типу, десятіступенчатий, однокаскадний з поворотними лопатками вхідного направляючого апарату (ВНА) і напрямних апаратів (НА) перших трьох ступенів. Наявність поворотних лопаток покращує умови запуску двигуна і забезпечує високий ККД і стійку роботу компресора в робочому діапазоні оборотів. Компресор складається з корпусу, вхідної направляючого апарату, напрямних апаратів ступенів, ротора з робочими лопатками, опор ротора компресора і профільованого кока. На компресорі встановлені клапани перепуску повітря з порожнини за шостий ступенем.
Камера згоряння - кільцева з вісьмома пальниками, кріпиться передній вхідною частиною до спрямляются апарату компресора, а задньою частиною до сопловому апарату турбіни компресора. Камера згоряння складається з наступних основних вузлів: зовнішнього і внутрішнього корпусів дифузора,
кільцевої жарової труби з вісьмома Завихрювачі, корпусу камери згоряння, восьми робочих форсунок і двох пускових воспламенителей.
Турбіна компресора - двоступенева, осьова, служить для обертання компресора і агрегатів двигуна. Турбіна складається з ротора, корпуса, двох
соплових апаратів і опор .Свободная турбіна-двоступенева, осьова; крутний момент від неї передається на головний редуктор. Турбіна складається з ротора, двох соплових апаратів і опор. Передача крутного моменту
здійснюється головним приводом, що складається з корпусу приводу, вала-ресори, коробки і шліцьовій втулки приводу регулятора обертів.
Вихлопна труба двигуна складається з вихлопного патрубка, кожуха і стягнутий стрічки. Вихідний патрубок кріпиться до четвертої опори двигуна
(Передня опора вільної турбіни). Коробка приводів агрегатів встановлена в передній частині двигуна. На коробці приводів встановлюються наступні «агрегати: стартер-генератор ГС-18ТО, паливний насос-регулятор НР-40ВР, командний агрегат КА-40, плунжерний насос ПН-40Р, датчик Д-2 лічильника обертів турбокомпресора, верхній маслоагрегат з фільтром. На двигуні застосована повітряна система охолодження гарячих деталей і вузлів двигунів, що працюють в зоні високих температур.
Масляна система двигуна виконана по відкритій замкнутою схемою з примусовою циркуляцією масла під тиском. У маслосистемі двигуна застосовується синтетичне масло Б-ЗВ з хорошими змащувальні властивості, високою термохимической стабільністю і низькою температурою застигання, що забезпечує запуск двигуна без підігріву масла при температурі навколишнього середовища до мінус 40 ° С. маслосистема включає в себе верхній і нижній масляні агрегати двигуна, трубопроводи двигуна і магістральні трубопроводи, встановлені на вертольоті, повітряно-масляний радіатор, суфлерний бачок і маслобак.
Система суфлювання двигуна призначена для забезпечення роботи масляних ущільнень і повітряно-масляних лабіринтів з метою усунення викиду масла через ущільнення. Система складається з суфлірующіх каналів, трубопроводів і приводного відцентрового суфлера.
Паливна система призначена для забезпечення харчування двигуна паливом і регулювання режимів роботи двигуна шляхом зміни подачі палива в камеру згоряння. У паливну систему двигуна входять такі агрегати: насос-регулятор НР-40ВР, регулятор оборотів РВ-40ВР, синхронізатор потужності СО-40, виконавчий механізм обмежувача температури газів ІМ-40, клапан постійного тиску системи запуску, блок дренажних клапанів, робочі паливні форсунки, пускові воспламенители і паливні магістралі.
Насос-регулятор НР-40ВР встановлений на коробці приводів і забезпечує подачу палива до форсунок двигуна, підтримання заданого числа обертів турбіни компресора, подачу палива по заданому закону при запуску і розгоні двигуна від режиму мінімальних оборотів і проміжних режимів до максимального режиму, обмеження подачі палива в залежно від ступеня стиснення повітря в компресорі, обмеження максимальної витрати палива і максимальної температури газів, розподіл палива по двом контурам робочих форсунок, останов дв ігателя за допомогою стоп-крана.
Регулятор оборотів РВ-40ВР підтримує задані обороти вільної турбіни, впливаючи на сервомеханизм дозуючої голки НР-40ВР подачі палива.
Синхронізатор потужності встановлений на середньому корпусі компресора і призначений для підтримки однакових потужностей двигунів.
Виконавчий механізм обмежувач температури газів ІМ-40 обмежує зростання температури газів вище заданої величини шляхом впливу на сервомеханизм насоса-регулятора НР-40ВР, який зменшує подачу палива в камеру згоряння двигуна, а також обмежує зменшення числа оборотів ротора компресора нижче заданих.
Дренажна система двигуна забезпечує злив палива і масла з камери згоряння, корпусу турбіни і порожнин четвертої опори; злив палива з магістралей робочих форсунок після зупинки двигуна; крапельний злив з агрегатів паливної і гідравлічної систем. Крапельний дренаж з сальників приводів агрегатів НР-40ВР і РВ-40ВР відводиться по окремій трубці в дренажний бачок, встановлений на вертольоті.
Системи регулювання і управління двигуном забезпечують:
- запуск двигуна на землі і в повітрі;
- управління двигуном на сталих режимах роботи;
- управління двигуном на перехідних режимах (прийомистість і скидання газу);
- обмеження максимальних обертів ротора компресора, витрати палива, температури газів перед турбіною і максимальному ступені стиснення за компресором;
- підтримання обертів несучого гвинта в заданому межі;
- вирівнювання потужностей обох двигунів, що працюють спільно, а також автоматичне збільшення потужності одного з двигунів при відмові іншого.
Система запуску двигуна служить для автоматичного запуску двигуна на землі і в польоті. У систему запуску входять: електрична система харчування і запуску СПЗ-15, система запалювання і паливна апаратура системи запуску.
Система СПЗ-15 призначена для живлення бортової мережі вертольота постійним струмом і забезпечення автоматичного запуску двигунів. До агрегатів системи СПЗ-15, які беруть участь в процесі запуску, відносяться: стартер-генератор ГС-18ТО, пускова панель ПСГ.-15, шість акумуляторних батарей 12САМ-28.
Система запалювання забезпечує займання паливо-повітряної суміші при запуску двигуна на землі і в польоті. Система запалювання включає в себе: агрегат запалювання СКНАУ-22-2А, дві напівпровідникові свічки запалювання СП-18УА, блок електромагнітних клапанів.
Паливна апаратура системи запуску складається з двох пускових воспламенителей і паливного клапана постійного тиску.
Система обмеження температури газів призначена для автоматичного обмеження підвищення температури газів перед турбіною компресора
шляхом зменшення подачі палива до робочих форсунок двигуна. У систему обмеження температури входять: комплект термопар, підсилювач обмежувача температури УРТ-27, виконавчий механізм ЇМ-40 з електромагнітом МКТ-4-2.
Гідравлічна система двигуна виконує наступні функції:
- здійснює поворот лопаток напрямних апаратів компресора першої, другої, третьої ступенів і лопаток вхідного направляючого апарату за заданою програмою в залежності від оборотів двигуна і температури повітря на вході в двигун;
- видає при запуску на заданих оборотах двигуна електричні сигнали: на відключення пускового соленоїда і включення регулятора струму
генератора, на відключення стартера, на зняття блокування противообледенительной системи;
- закриває на заданих оборотах двигуна клапани перепуску повітря з компресора;
- видає сигнальне тиск на механізм обмежувача температури газів за фізичними оборотам турбіни компресора.
В гідравлічну систему входять: плунжерний насос ПН-40Р, командний агрегат КА-40, два гідромеханізму, клапани перепуску повітря і клапан
Протизаморожувача двигуна призначена для захисту від обмерзання вхідної частини двигуна, що досягається обігрівом схильних до обмерзання місць вхідної частини двигуна гарячим повітрям, що відбирають з порожнини між кожухом і жарової трубою камери згоряння. Протизаморожувача двигуна включає в себе трубу відбору гарячого повітря, клапан з електромагнітом ЕМТ-244, дві труби підведення гарячого повітря від клапана до корпусу першої опори. Сигналізація обмерзання, агрегати автоматичного і ручного включення, автоматика подачі гарячого повітря в систему встановлено на вертольоті.