«Адрия эруэйс» АИ

«Адрия эруэйс» (Adria Airways) — авиакомпания Югославии. Осуществляла чартерные перевозки в страны Европы, Ближнего Востока и Северной Африки, а также обслуживала внутренние авиалинии. Основана в 1961, в 1968—1986 называется «Инэкс Адрия эруэйс». В 1989 перевезла 1,21 миллиона пассажиров. Авиационный парк — 13 самолётов.

АИ — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. Г. Ивненко (см. Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс»). Двигатели, разработанные под руководством его преемника В. А. Лотарева, имеют марку Д.

. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице.

В 1945—1949 в опытном конструкторское бюро создано семейство поршневых двигателей, которые по техническим характеристикам и удельным параметрам находились на уровне лучших мировых образцов. Среди них АИ-4В и АИ-26ГР — первые отечественные двигатели, спроектированные специально для установки на опытных вертолётах Н. И. Камова (Ка-10) и И. П. Братухина (Г-4).
Четырёхцилиндровый АИ-4В с воздушным принудительным охлаждением имел редуктор для уменьшения частоты вращения и передачи мощности на несущие винты, комбинированную муфту редуктора двигателя, выполнявшую функции включения и свободного хода. Особенностью семицилиндрового АИ-26ГР было наличие специального углового редуктора, который передавал вращение в двух направлениях — к несущему винту и на синхронизационный вал. Охлаждение цилиндров двигателя осуществлялось принудительно осевым вентилятором с приводом от двигателя. Мощность двигателя 368 кВт при частоте вращения 2100 мин-1. АИ-26ГРФ не отличался конструктивно от АИ-26ГР, но был форсирован до 405 кВт взлётной мощности. Устанавливался на опытные вертолёты Б-5, Б-9, Б-10 и Б-11 (конструкции Братухина), АИ-26ГРФЛ — модификация АИ-26ГРФ с увеличенной до 423 кВт мощностью; устанавливался на опытный вертолёт Як-100. АИ-26В — модификация АИ-26ГРФ. Двигатель разработан специально для вертолёта Ми-1, снабжён угловым редуктором с выводом основной мощности на вертикальный вал, комбинированной муфтой включения трансмиссии и свободного хода, осевым вентилятором для принудительного охлаждения двигателя. К концу 40х гг. потребовался двигатель для лёгких самолётов на замену двигателю М-11, созданному в 1926 и имевшему мощность в различных модификациях от 81 до 132 кВт.
Был разработан более экономичный, лёгкий и мощный поршневой двигатель АИ-14Р (рис. 1) — девятицилиндровая «звезда» воздушного охлаждения с редуктором и нагнетателем. Модификация увеличения мощности получила обозначение АИ-14РФ. АИ-14В — модификация двигателя, выполненная для вертолётов; имеет угловой редуктор с выводом мощности на вертикальный вал с фрикционной и храповой муфтами включения выводного вала. Охлаждение воздушное от осевого вентилятора, приводимого редуктором через фрикционную муфту. АИ-14РФ и АИ-14В нашли широкое применение на лёгких самолётах Як, Ан, вертолётах Ка. Запасы надёжности, заложенные в конструкцию двигателей АИ-14Р и АИ-14В, позволили в серийном производстве (главный конструктор И. М. Веденеев) выпустить модификации М-14П и М-14В-26 увеличенной мощности (см. Опытно-конструкторское бюро моторостроения).

В 1953 начинаются работы по доводке турбовинтового двигателя ТВ-2 (см. НК), переданного из опытного конструкторское бюро Н. Д. Кузнецова. Модификация ТВ-2Т была установлена на первый отечественный турбовинтовой транспортный самолёт Ан-8 (в серии устанавливался турбовинтовой двигатель АИ-20Д). На базе ТВ-2 создан вертолётный двигатель ТВ-2-ВК с оригинальным редуктором для подъёмных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22.

В 1956 построен турбовинтовой двигатель АИ-20 (рис. 2) для пассажирских и транспортных самолётов. Двигатель выполнен по одновальной схеме, состоит из осевого 10-ступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, трёхступенчатой турбины и редуктора. Особенности, определившие высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс двигателя: сохранение постоянной мощности до определенной высоты, на которой достигается предельно допустимая температура перед турбиной; поддержание постоянной частоты вращения ротора (12300 мин-1); обеспечение большого запаса газодинамической устойчивости компрессора во всём диапазоне режимов, высот и скоростей полёта; автоматический запуск двигателя; применение точной гидравлической системы измерения крутящего момента на валу винта, улучшающей работу шестерён редуктора; наличие нескольких дублирующих систем автоматического флюгирования винта, в том числе системы флюгирования по отрицательной тяге. В серийном производстве двигатель строился с индексом АИ-20А.
Резервы его надёжности позволили разработать модификацию АИ-20Д, в которой повышением температуры газа мощность увеличена на 30% без существенных изменений конструкции двигателя. АИ-20К — модификация с конструктивно-технологическими улучшениями, обеспечивающими повышение надёжности и значительное увеличение ресурса. АИ-20М—модификация с улучшенной экономичностью и повышенной мощностью; в двигателе усовершенствован узел турбины, введены турбинные лопатки с бандажными полочками, применён более жаростойкий материал жаровой трубы камеры сгорания. АИ-20ДМ сочетает мощность и экономичность модификаций АИ-20Д и АИ-20М.
Двигатели семейства АИ-20, находившиеся в серийном производстве в 1957—1969, устанавливались на самолётах Ил-18, Ан-10, Ан-12, Ан-32 и др. На двигателях был достигнут уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить для них межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов. Назначенный (амортизационный) ресурс АИ-20К и АИ-20М составляет 20 тысяч ч.

В 1958—1960 разработан турбовинтовой двигатель АИ-24 для самолётов коротких и средних линий.

. При его создании использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа. В основу проекта положен хорошо доведённый АИ-20К. АИ-24, как и АИ-20, имеет высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс. АН-24 и его модификации АИ-24Т и АИ-24ВТ применены на самолётах Ан-24, Ан-26 и Ан-30.

В середине 60-х гг, опытное конструкторское бюро начало разработку турбореактивного двухконтурного двигателя. Был создан АИ-25 двухвальной схемы с умеренными параметрами рабочего процесса, лёгкий, с низким расходом топлива, достаточно простой по конструкции, технологичный в производстве, надёжный в эксплуатации, с большим ресурсом. Характеристики двигатели позволили создать реактивный самолёт Як-40, способный взлетать с очень коротких взлётно-посадочных полос.
В модификации АИ-25ТЛ увеличена тяга, удлинена выпускная труба, масляная система обеспечивает работу подшипников в условиях перевернутого полёта. Двигатель устанавливался на учебно-тренировочном самолёте Л-39 производства Чехословакии.

В 70х гг. методом оптимизации основных параметров (экономичности, веса, производственной и эксплуатационной технологичности, надёжности и ресурса) решена задача создания эффективного двигателя для пассажирского самолёта коротких и средних линий.
В основу проекта турбореактивного двухконтурного двигателя Д-36 (рис. 3) положены большая степень двухконтурности, высокие температура газа перед турбиной и степень повышения давления воздуха в компрессоре. Двигатель выполнен по трёхвальной схеме. Для повышения надёжности работы в его узлах реализован ряд прогрессивных конструктивных и технологических решений: вентиляторные лопатки повышенной прочности, способные выдержать удар птицы при полете самолёта; корпус вентилятора, упрочнённый композиционным материалом; упругомасляные демпферы валов роторов; электронно-лучевая сварка роторов; титановое литьё; раскатка валов и др.
Двигатель выполнен по модульной (блочной) схеме, которая обеспечивает замену модулей в условиях аэродромных мастерских, имеет системы диагностики состояния деталей в процессе эксплуатации, в том числе смотровое отверстия для инструментального контроля внутренних деталей.

. Это допускает возможность его эксплуатации по .состоянию и отказ от системы капитальных ремонтов на заводе.
По уровню шума и эмиссии вредных веществ двигатель удовлетворяет современным нормам. Дальнейшим развитием Д-36 стал турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436 тягой 73,5 кН.

На базе конструкции Д-36 разработан самый мощный в мире турбовальный двигатель Д-136 (рис. 4) для вертолётов большой грузоподъёмности. Его особенностями являются большая взлётная мощность, низкий удельный расход топлива, малая удельная масса, модульная конструкция и устройства, обеспечивающие надежный контроль состояния в процессе эксплуатации, низкий уровень эмиссии загрязняющих воздух веществ.
Узлы компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания и турбин высокого и низкого давления полностью заимствованы у Д-36.

. Это облегчает серийное производство и ремонт двигателей. Для пассажирских и транспортных самолётов большой дальности и грузоподъёмности создан турбореактивный двухконтурный двигатель Д-18Т (рис. 5). В основу его конструкции в качестве двигателя-прототипа положен Д-36 с необходимой корректировкой основных узлов, соответствующей особенностям Д-18Т.
Двигатель имеет технические данные на уровне лучших двигателей для гражданск авиации. Низкий удельн расход топлива обеспечен высокими значениями степени повышения давления и степени двухконтурности. Малая удельная масса обусловлена высокой температурой газа перед турбиной, повышенными окружными скоростями роторов, рациональной конструкцией и применением современных материалов и технологии.
Д-18Т выполнен по трехвальной схеме, состоит из 18 модулей, которые могут заменяться в эксплуатационных мастерских, что обеспечивает его эксплуатацию по состоянию без капитальных заводских ремонтов. Двигатель полностью отвечает требованиям норм по охране окружающей среды, имеет низкий уровень шума и эмиссии вредных веществ.

В 1987 начались лётные испытания первого в СССР турбовинтовентиляторного двигателя Д-236Т. Таблица — Двигатели Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс» Основный данные Поршневые двигатели Турбореактивные двухконтурные двигатели Турбовинтовые двигатели Турбовальный двигатель АИ-14Р АИ-14РФ АИ-26В АИ-14В АИ-25 АИ-25ТЛ Д-36 Д-18Т АИ-20А АИ-24 Д - 136 Начало серийного производства, год 1950 1952 1954 1956 1967 1970 1977 1984 1957 1960 1982 Тяга, кН - - - - 14,7 16,9 63,7 230 - - - Мощность, кВт 191 221 423 188 - - - - 2940 1880 8380 Масса, кг 197 230 450 242 348* 400* 1100 4100 1080 600 1060 Габаритные размеры, м: диаметр 0,982 0,985 1,272 0,985 - - - - - - - длина - - - - 1,993 3,358 3,324 4,792 3,096 2,346 3,964 ширина - - - - 0,82 0,942 1,541 2,65 0,842 0,677 1,67 высота - - - - 0,896 0,928 1,711 2,765 1,18 1,075 1,161 Удельный расход топлива: на взлётном режиме, кг/(Н*ч). - - - - 0,0581 0,061 0,0382 0,0357 - - - г/(кВт*ч) 346 360 306 346 - - - - 353 364 269 на крейсерском режиме, кг/(Н*ч) - - - - 0,0811** 0,0831** 0,0662*** 0,06**** - - - Расход воздуха, кг/с - - - - 45,3 46,8 253 760 20,9 13,1 35,55 Степень повышения давления - - - - 8,1 9,6 20 28,9**** 7,32 6,4 18,4 Степень двухконтурности - - - - 2,1 2 5,6 5,81**** - - - Температура газа перед, турбиной, К - - - - 1206 1310 1510 1602 1160 1150 1516 Применение (летательные аппараты) ЯК-12М, ЯК-18П, Ан-14 ЯК-18ПМ, Як-50, Як-52, Як-18Т Мн-1 Ка-15, Ка-18, Ка-26 Як-40, М- 15 Л-39 Як-42, Ан-72, Ан-74 АН-124, АН-225 Ил-18, Ан-10, Ан-12 Ан-24 Ми-26 * В состоянии поставки. ** Высота полета H = 6 км. Маха число полета М? = 0,48. *** H = 8 км. М? = 0,75. **** H = 11 км. М? = 0,75. В. А. Лотарев.


Энциклопедия авиации

Copyright © 2007    ·    О проекте: «Рефераты, Энциклопедии, Словари On-Line»    ·    Реклама    ·