Кеба И.В. Турбовальный двигатель ТВ3 – 117ВМ/ВМА

Учебное пособие

Рассмотрены устройство двигателя, физическая сущность процессов и явлений, протекающих в нем, управление, контроль и определение степени работоспособности двигателя. Дан анализ возможных неисправностей и приведены рекомендации экипажу по действиям в полете при нарушении нормальной работы двигателей силовой установки вертолета.

Предназначено для слушателей учебно-тренировочных центров гражданской авиации.

__________________________________________________________

Keba, Ivan. ТВ3 – 117ВМ/ВМА turbo shaft engine.

Study guide

This study guide deals with engine design, the essence of processes and effects, happening in the engine, engine control and monitoring system. There is also a description of troubleshooting process and a list of recommended crewmembers actions in case of power plant failures in flight.

The guide is intended for students of civil aviation training institution.

ОГЛАВЛЕНИЕ:
ГЛАВА 1. Основные технические характеристики двигателя………………….………...	13
1.1. Общие сведения……………………………………………………………………...….	13
1.2. Управление двигателями……………………………………………………………..…	37
1.3. Контроль работоспособности и технического состояния двигателя………………...	37
1.4. Дроссельные характеристики……………………………………………………………	45
1.5. Высотные характеристики……………………………………………………………….	47
ГЛАВА 2. Компрессор двигателя……………………………………………………………	49
2.1. Назначение и устройство………………………………………………………………..	49
2.2. Работа компрессора………………………………………………………………………	51
2.3. Возможные неисправности………………………………………………………….…	53
2.4. Особенности эксплуатации………………………………………………………………	57
ГЛАВА 3. Камера сгорания…………………………………………………………………..	59
3.1. Назначение и устройство……………………………………………………………......	59
3.2. Работа камеры сгорания……………………………………………………………..….	59
3.3. Возможные неисправности………………………………………………………………	63
3.4. Особенности эксплуатации………………………………………………………………	63
ГЛАВА 4. Турбины двигателя…………………………………………………………..…..	65
4.1. Турбина компрессора…………………………………………………………………….	65
4.2. Свободная турбина……………………………………………………………………….	69
4.3. Охлаждение турбин………………………………………………………………………	69
4.4. Принцип работы турбины………………………………………………………………	73
4.5. Возможные неисправности…………………………………………………………..…	75
4.6. Особенности эксплуатации………………………………………………………………	75
ГЛАВА 5. Выходное устройство…………………………………………………………....	77
5.1. Назначение и устройство………………………………………………………………...	77
5.2. Возможные неисправности…………………………………………………………..…	77
ГЛАВА 6. Передачи и приводы агрегатов…………....………………………………...…..	79
6.1. Кинематическая система приводов………………………………………………….....	79
6.2. Возможные неисправности……………………………………………………….……	79
ГЛАВА 7. Противооблединительная система…………………………………………..…	81
ГЛАВА 8. Система смазки……………………………………………………………………	83
8.1. Основные технические данные………………………………………………………….	83
8.2. Устройство системы смазки…………………………………………………………….	83
8.3. Особенности системы смазки……………………………………………………………	85
8.4. Возможные неисправности………………………………………………………………	85
8.5. Особенности эксплуатации……………………………………………………………..	85

TABLE oF CONTENTS:
CHAPTER 1. Engine main data……………………………………….………………………..	14
1.1. Basic technical data…………………………………………………………………………	14
1.2. Engine controls……………………………..………………………………………………	38
1.3. Engine serviceability and operation monitoring …………………………………………….	38
1.4. Throttle performance of the engine…………………….………………………………………	46
1.5. Engine altitude performance…………………………….…………………………………….	48
CHAPTER 2. Engine compressor ……………………………………………………………….	50
2.1. Purpose and design…………………………………………………………………………..	50
2.2. Compressor operation………………………………………………………………………	52
2.3. Probable troubles…………………………………………………………………………..	54
2.4. Operation peculiarities………………………………………………………………………	58
Chapter 3. Combustion chamber……………………………………………………………..	60
3.1. Purpose and design………………………………………………………….………………	60
3.2. Combustion chamber operation…………………………………………….……………….	60
3.3. Probable troubles……………………………………………………………………………	64
3.4. Operation peculiarities……………………………………………………………………….	64
CHAPTER 4. Engine turbines………………………………………………………………….	66
4.1. Compressor turbine…………………………………………………………………………	66
4.2. Free turbine…………………………………………………………………………………..	70
4.3. The turbines cooling…………………………………………………………………………	74
4.4. Turbine operation…………………………………………………………………………	76
4.5. Probable troubles of the turbines…………………………………………………………….	76
4.6. Operation peculiarities……………………………………………………………………….	76
Chapter 5. Exhaust unit………………………………………………………………………	78
5.1. Purpose and design…………………………………………………………………………..	78
5.2. Probable troubles……………………………………………………………………………	78
Chapter 6. Engine accessories transmissions and drives…………………………………….	80
6.1. Kinematic drives schematic…………………………………………………………………	80
6.2. Probable troubles …………………………………………………………………………..	80
Chapter 7. Engine anti-icing system………………………………………………………….	82
Chapter 8. Oil system………………………………………………………………………..	84
8.1. Technical data………………………………………………………………………………	84
8.2. Main components.…………………………………………… …………………………..	84
8.3. Peculiarities……………………………………………………………………………….	84
8.4. Probable troubles……………………………………………………………………………	86
8.5. Oil system operation peculiarities………………………………………………………….	86

ГЛАВА 9. Система топливопитания и регулирования…………………………….……..	87
9.1. Общие сведения………………………………………………………………………….	87
9.2. Насос – регулятор НР – 3ВМ..……………………..…………………………………..	91
9.3. Топливный коллектор с форсунками……………………………………………………	91
9.4. Гидроцилиндр с концевым переключателем………………………….........................	91
9.5. Путь топлива………………………………………………………………………………	91
9.6. Работа системы при совместной работе двигателей в составе силовой установки вертолета……………………………………………………..………...	93
9.7. Возможные регулировки системы в процессе эксплуатации………………………..	99
9.8. Возможные неисправности системы регулирования и подачи топлива………………	101
ГЛАВА 10. Система запуска…………………………………………………………………	113
10.1. Общие сведения………………………………………………………………………..	113
10.2. Воздушный стартер СВ – 78БА……………………………………….........................	115
10.3. Система зажигания…………………………………………………….........................	117
ГЛАВА 11. Эксплуатация двигателя………………………………………………………..	119
11.1. Запуск двигателей…………………………………………………………………………	119
11.2. Опробование двигателей………………………………………………………………	123
11.3. Останов двигателей…………………………………………………………………….	131
11.4. Экстренный останов двигателей……………………………………………………..	131
11.5. Холодная прокрутка двигателей………………………………………………………..	131
11.6. Ложный запуск двигателей……………………………………………………………..	133
Приложения………………………………………………………………………………..…	135
2.4. Компрессор…………………………………………………………………………..	135
3.3. Камера сгорания……………………………………………………………………….	136
4.2. Турбина компрессора………………………………………………………………..	137
4.5. Свободная турбина…………………………………………………………………….	138
4.6. Первая, вторая и третья опоры роторов……………………………………………	139
4.7. Схема охлаждения турбин……………………………………………………………..	140
5.2. Выхлопной патрубок и опры свободнойтурбины…………………………………	141
6.1. Центральный привод…………………………………………………………………	142
6.2. Коробка приводов…………………………………………………………………….	143
8.1. Схема маслосистемы и суфлирования……………………………………………..	144
8.2. Схема наддува опор…………………………………………………………………	145
9.2. Схема топливного питания и регулирования……………………………………..	146
10.2. Воздушный стартер…………………………………………………………………..	148

Chapter 9. Fuel supply and engine control system…………………………….………….	88
9.1. General information………………………………………………………………………	88
9.2. Fuel control unit (нр–3вм)………………………………………………………………	92
9.3. Fuel manifold and nozzles……………………………………………………………..…..	92
9.4. Hydraulic cylinder………………………………………………………………………..	92
9.5. Fuel route………………………………………………………………………………….	92
9.6. System functioning with both power plant engines operating……………………………	94
9.7. Possible adjustments………………………………………………………………………	100
9.8. Possible failures…………………………………………………………………………..	102
Chapter 10. Start up system…………………………………………………………..…….	114
10.1. Main data………………………………………………………………………….……..	114
10.2. СВ–78 БА air starter……………………………………………………………………	116
10.3. Ignition system…………………………………………………………………….…….	118
Chapter 11 Engine operation particular features……………………………………..…….	120
11.1 Engine start up…………………………………………………………………………….	120
11.2. Engine run up……………………………………………………………………………..	124
11.3. Engine shut down………………………………………………………………………..	132
11.4. Engine emergency shut down……………………………………………………………	132
11.5. Engine cold crank…………………………………………………………………..…….	134
11.6. Engine false start…………..……………………………………………………….……	135
Supplements…………………………………………………………………………………….	135
2.4. Compressor…..………………………………………………………………….………..	135
3.3. Combustion chamber………………………………………………………………………	136
4.2. Compressor turbine………………………………………………………………………..	137
4.5. Free turbine……………………………………………………………………………….	138
4.6. First, second and third rotor support assemblies…………………………………………	139
4.7. Turbines cooling diagram….……………………………………………………………..	140
5.2. Exhaust duct and free turbine supportassemblies…………………………………………	141
6.1. Central drive………………………………………………………………………………	142
6.2. Accesory drives…………………………………………………………………………….	143
8.1. Oil supply and ventilation systems……………………………………………………….	144
8.2. Support assemblies pressurization diagram………………………………………………	145
9.2. Fuel supply and fuel control system……………….……………………………………..	146
10.2. Air starter…………….…………………………………………………………………..	148

Рис. 1.1. Продольный разрез турбовального двигателя ТВ3 – 117ВМ/ВМА:

1 –профильный обтекатель; 2 – подшипник І опоры; 3 – коробка приводов; 4 – воздушный стартер; 5 – компрессор; 6 – подшипник II опоры; 7 – топливная форсунка; 8 – электрическая свеча зажигания; 9 – камера сгорания; 10 – термопара; 11 – лопатки ротора турбины компрессора; 12 – подшипник ІІІ опоры; 13 – лопатки ротора свободной турбины; 14 – подшипник IV опоры; 15 – привод РЧВ; 16 – подшипник V опоры; 17 – выходное устройство; 18 – вал привода редуктора; 19 – дренажный клапан; 20 –нижний гидроцилиндр; 21 – КПВ; 22 – рычаг поворота лопаток компрессора; 23 – маслоагрегат; 24 – центральный привод.

Fig. 1.1. ТВ3 – 117ВМ/ВМА engine cutaway:

1 – front cover; 2 – І support bearing; 3 – accessory drive; 4 –air starter; 5 –compressor; 6 –II support bearing; 7 – fuel nozzle; 8 –electric spark plug; 9 –combustion chamber; 10 – themocouple; 11 –compressor turbine vanes; 12 – III support bearing; 13 – free turbine vanes; 14 – IV support bearing; 15 –free turbine RPM drive; 16 – V support bearing; 17 –exhaust unit; 18 – output shaft;19 – drain valve; 20 – lower hydraulic cylinder; 21 – air discharge valve; 22 – compressor VGV lever; 23 –oil pump unit; 24 – central drive.

Рис. 1.2. Турбовальный двигатель ТВ3 – 117ВМ/ВМА (вид справа):

1 – профильный обтекатель; 2 – датчик давления масла; 3 – агрегат зажигания; 4 – нижний гидроцилиндр; 5 – клапан наддува; 6 – маслофильтр конусный; 7 – труба подвода воздуха на охлаждение и наддува уплотнений; 8 – труба суфлирования II опоры; 9 – отсечной клапан; 10 – труба нагнетания масла; 11 – терморегулятор; 12 – воздушный стартер; 13 – заслонка ПОС; 14 – маслофильтр; 15 – насос откачки масла из коробки приводов.

Fig. 1.2. ТВ3 – 117ВМ/ВМА turbo shaft engine (right side view):

1 – front cover; 2 – oil pressure transmitter; 3 – ignition unit; 4 – lower hydraulic cylinder ; 5 – pressurization valve; 6 – screen oil filter; 7 – airbleed pipeline of engine support bearings pressurization and cooling; 8 – II support bearing vent line; 9 – cut off valve; 10 – oil booster pipeline; 11 – thermoregulator; 12 – air starter; 13 – anti-icing airbleed valve; 14 –oil filter; 15 – accessory drive oil scavenge pump.

Рис. 1.3. Турбовальный двигатель ТВ3 – 117ВМ/ВМА (вид слева):

1 – топливный фильтр; 2 – маслоагрегат; 3 – корпус компрессора; 4 – КПВ; 5 – корпус камеры сгорания; 6 – дренажный клапан; 7 – коллектор проводов термопар; 8 – корпус турбины компрссора; 9 – корпус свободной турбины; 10 – корпус диффузора; 11 –выходной патрубок; 12 – эжектор; 13 – редуктор привода РЧВ НВ; 14 – термопара; 15 – корпус гибкого вала РЧВ НВ; 16 – насос-регулятор; 17 – привод ручной прокрутки турбокомпрессора; 18 – термопатрон; 19 – коробка приводов; 20 – топливный центробежный насос.

Рис. 1.3. ТВ3 – 117ВМ/ВМА turbo shaft engine (left side view) (вид слева):

1 –oil filter; 2 –oil pump unit; 3 –compressor casing; 4 – air discharge valve; 5 –combustion chamber casing; 6 – drain valve; 7 – thermocouple wiring; 8 – compressor turbine casing; 9 – free turbine casing; 10 – diffuser casing; 11 – exhaust duct; 12 – ejector; 13 – MR RPM governor drive; 14 – thermocouple; 15 – MR RPM governor flex shaft casing; 16 – fuel control unit FCU; 17 – engine compressor manual crank drive; 18 – temperature probe; 19 – accessory drive; 20 – fuel centrifugal pump.

Глава 1. Основные технические характеристики двигателя

Турбовальный двигатель ТВ3 – 117ВМ/ВМА предназначен для установки на вертолеты одновинтовой и сосной схемы. Он обеспечивает поддержание мощности в условиях жаркого климата и высокогорья. Конструкция двигателя выполнена с учетом возможности доработки всех модификаций семейства ТВ3 – 117 в его профиль с сохранением взаимозаменяемости. Двигатель обеспечивает сохранение расчетных летно-технических характеристик вертолетов при установке на них пылезащитных (ПЗУ) и экранно-выхлопных (ЭВУ) устройств.

Основные достоинства двигателя:

• высокая мощность, которая поддерживается в высокогорье и при высоких температурах наружного воздуха;

• высокий уровень надежности;

• низкий удельный расход топлива;

• большой ресурс;

• устойчивая работа в условиях большой запыленности и задымленности атмосферного воздуха;

• возможность длительной эксплуатации в морских условиях;

• простота обслуживания в эксплуатации;

• высокая ремонтопригодность;

• низкая стоимость жизненного цикла;

• взаимозаменяемость с более ранними модификациями двигателей семейства

ТВ3 – 117.

Двигатель (рис. 1.1., 1.2., 1.3.) состоит из:

• осевого 12-ти ступенчатого компрессора;

• кольцевой камеры сгорания;

• 2-х ступенчатой турбины компрессора;

• 2-х ступенчатой свободной турбины;

• выходного устройства;

• коробки приводов.

Работу двигателя обеспечивают системы:

• противооблединительная система (система отбора воздуха);

• система смазки и суфлирования;

• система топливопитания и автоматического регулирования;

• система управления и контроля работы;

• система запуска.

1.1. Общие сведения

Условное обозначение двигателя………………….….....................		.…..	ТВ3 – 117ВМ/ВМА
Тип двигателя………………………………………...……………..		.…..	турбовальный со свободной турбиной.
Направление вращения ротора турбокомпрессора……………….		…..	против вращения часовой стрелки.
Направление вращения ротора свободной турбины.......................		…...	против вращения часовой стрелки.
Двигатель может эксплуатироваться как с объектовым входным пылезащитным устрой- ством и экранно-выхлопным устройством, так и без них.
Компрессор:
тип…………………………………………………………	…...…			осевой
количество ступеней……………………………...............	….…..			12

CHAPTER 1. ENGINE MAIN DATA

ТВ3 – 117ВМ/ВМА turboshaft engine is designed for single main rotor helicopters and coaxial dual rotors helicopters. It has stable high level performance even in hot climate and in the mountains. Engine design allows to renovate any ТВ3 – 117 engine modification into ТВ3 – 117ВМ/ВМА engine. All ТВ3 – 117 engines are completely interchangeable. Engine ensures standard level of helicopter’s performance with particle separators (DPU) and heat deflection device (HDD) installed.

Main engine advantages:

• high power which remains stable even in hot climate and mountains conditions;

• high reliability

• low specific fuel consumption;

• long service life;

• stable operation in dusty areas and high smoke content conditions;

• possibility of being used for a long time in marine environment;

• simple maintenance;

• high overhaulability;

• low cost of service life cycle низкая;

interchangeable with older ТВ3 – 117 engines modifications

The engine (fig. 1.1., 1.2., 1.3.) comprises:

• 12-stage axial-flow compressor;

• Annular combustion chamber;

• 2-stage compressor turbine;

• 2- stage free turbine;

• exhaust duct;

• accessory drive.

Engine operation is supported by the systems:

• anti-icing system (air bleed system);

• oil and ventilation system;

• fuel supply and automatic control system;

• engine control and engine operation monitoring system;

• engine start up system

1. BASIC TECHNICAL DATA

Engine designation………………..…………………………….…....		..…..	ТВ3 – 117ВМ/ВМА
Engine type…..…………………………………………………...…..		..…..	turbo shaft, with free turbine
Turbo compressor rotation direction………………………….………		..…..	counterclockwise
Free turbine rotation direction……………………………...…….......		…..	counterclockwise
Engine may be equipped with optional inlet particle separator and heat deflection device (HDD).
Compressor:
type…………………………………………………	…...…			axial
number of stages…………………………………...	……..			12

степень повышения статического давления на максимальной мощности в условиях Н=0, V=0, MCA, без ПЗУ, без отборов воздуха от компрессора…………	……..	не более 9,55
Расход воздуха через двигатель на максимальной мощности в условиях Н=0, V=0, MCA, без отборов воздуха……………………………….………………………………	….…	не менее 8,6 кг/с
Особенности конструкции компрессора: имеет поворотные лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппаратов (НА) I, II, III и IV ступеней и клапаны перепуска воздуха.
Управление поворотом ВНА и НА, а также клапанами перепуска воздуха……………..……………………………………	..…...	автоматическое
Углы поворота лопаток ВНА и НА по лимбу на лопатке ВНА...	..……	от (27+1,5)° до (–6±0,5)°
Количество клапанов перепуска воздуха………………………...	….…..	2 штуки
место отбора воздуха для перепуска….………….	..…...	за VII ступенью

Величины отбора воздуха за ХII ступенью компрессора для систем вертолета указаны в таблице 1.1.

Таблица 1.1

Величина отбора воздуха
На СКВ вертолета	На эжектор ПЗУ	На ПОС ПЗУ	На ПОС воздухозаборника вертолета при отсутствии ПЗУ
Не более 2,3%	Не более 0,4% на всех режимах	Не более 1,5% на взлетном режиме и не более 2,2%на малом газе.	Не более 1% на взлетном режиме и не более 1,5% на малом газе.

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Включение отбора воздуха на СКВ вертолета в количестве 190 г/с разрешается на всех режимах при температурах наружного воздуха t_н≤+15°С.

При температуре наружного воздуха t_н≤+15°С отбор воздуха в количестве 180 г/с разрешается на режимах не выше максимального продолжительного (номинального), а в количестве 100 г/с на любых режимах.

2. Включение отборов воздуха на ПОС разрешается на всех режимах при t_н≤+10°С.

3. При включении отборов воздуха соблюдать ограничения по максимально допустимым значениям частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газа перед турбиной компрессора.

4. В случае выхода из строя одного из двигателей силовой установки количество воздуха, отбираемое из компрессора второго двигателя, не должно превышать величину, указанную в таблице 1.1.

5. Воздух, отбираемый на СКВ вертолета, допускается использовать без специальной фильтрации, в случае появления в кабине запаха от СКВ вертолета рекомендуется эту систему отключить или переключить подачу воздуха на обводную линию с фильтром.

Камера сгорания:
тип…………………………………..	……………..		кольцевая,
количество форсунок…...………...	……………..		12 штук.
Турбина компрессора……………………………………..	……………..		осевая, двухступенчатая.
Свободная турбина………………………………………..	……………..		осевая, двухступенчатая.
Выхлопная система…………………………………….…	……………..		нерегулируемая, выхлоп через патрубок под углом 65° к оси двигателя.
compressor ratio at power setting of 2400 h.p. for Н=0, V=0, standard atmosphere, inlet particle separator and bleed air system off……...…….…....		....…..	not more than 9,55
Air consumption at power setting of 2400 h.p. for Н=0, V=0, standard atmosphere, inlet particle separator and bleed air system off……………………….…………………………………………...		.....…	not less than 8,6 kg/sec
Compressor design peculiarities: compressor is equipped by variable inlet guide vanes (VIGV), variable guide vanes (VGV) of the I, II, III and IV compressor stages and air discharge valves.
VIGV, VGV position control and air discharge valves operation……………..……………..……………………………….		..…...	automatic
Angle range of VIGV and VGV position according to guide vane position indicator……………..…………………………………..…		….…	(27+1,5)°to (–6±0,5)°
Number of air discharge valves…………...…………………....…...		……..	2
location……………………………………………..		.…...	behind the VII stage

Air amount bleeded from behind the ХII compressor stage for helicopter systems needs are indicated in table 1.1.

Table 1.1

Bleed air amount
For helicopter environ-mental system.	For inlet particle separator dust jettisoning.	For inlet particle separator anti-icing system.	For engine inlet anti-icing system if particle separator is removed
Not more than 2,3%	Not more than 0,4% at all power settings.	Not more than 1,5% at take off power and not more than 2,2% at idle.	Not more than 1% at take off power and not more than 1,5% % at idle.

NOTE:

1. It is allowed to bleed air amount of 190 g/sec for helicopter environmental system at all the power settings provided OAT is t_OAT≤+15°С.

If OAT is t_OAT≤+15°С bleed air amount should be not more than 180 g/sec at all power settings lower than maximum continuous (nominal) power settings, and not more than 100 g/sec at all power settings.

2. It is allowed to bleed air for anti-icing system at all the ratings provided t_OAT≤+10°С.

3. If air bleed is activated ensure that maximum TC RPM and gas temperature after compressor turbine limits are not exceeded.

4. In case of single engine failure bleed air amount from operating engine compressor should not exceed the amount, indicated in table 1.1.

5. Air bleeded for helicopter environmental system may be used without any filtration. It is recommended to switch off the system or use by-pass line equipped by the filter in case of odour appearance.

Combustion chamber:
type………………..………………..	……………..	annular
number of fuel nozzles…............…...	……………..	12
Compressor turbine…………………………………….……	……………..	axial, two-stage
Free turbine………..………………………………….……..	……………..	axial, two-stage
Exhaust unit……….……………………………………..…	……………..	not controllable, exhaust gasses are expelled via exhaust duct situated at the angle of 65° relative to the engine axis

Масса двигателя:
сухая……..……………………..…..	……………..	не более 295±2 кг
в состоянии поставки……….….…	……………..	не более 303+25кг

ПРИМЕЧАНИЕ:

В сухую массу не включены массы:

• топливного фильтра низкого давления с трубопроводами;

• коллектора термопар с термопарами;

• несливаемый остаток масла и топлива;

• элементов укупорки двигателя.

Габариты и расположение координат центра тяжести…………..	…..…	в соответствии с габаритным чертежом
Работоспособность двигателя обеспечивается при:
температуре воздуха на входе в двигатель……................	….…	±60°С
относительной влажности воздуха…................….	….…	до 100 %
температуре топлива на входе в подкачивающий насос..	….…	от –50°С до +60 °С
скорости полета………………………....…………………	…….	от 0 до 400 км/ч
при высоте полета………………………………………….	.……	от 0 до 6000 м
Минимальное время между повторными выходами на чрезвычайный и взлетный режимы после непрерывно отработанного допустимого времени………………………...….	…….	5 мин
Ресурс до I капитального ремонта…………………………….....	…….	1500 ч. (1500 циклов)
Назначенный ресурс………………………………….…………...	…….	4500 ч. (6000 циклов)
Срок службы до первого капитального ремонта…………...…...	…….	10 лет

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. После выработки гарантийного ресурса продление гарантийных обязательств изготовителем осуществляется согласно действующей эксплуатационной документации, на договорной основе.

2. Предприятие-изготовитель гарантирует соответствие качества изделия настоящим основным данным при соблюдении Потребителем условий и правил хранения, транспортирования, монтажа и эксплуатации.

3. Гарантийный срок хранения или эксплуатации – 6 лет с момента приемки изделия представителем Заказчика.

4. Срок службы: 10 лет, в том числе срок хранения законсервированного и упакованного двигателя в деревянный контейнер – 6 лет в складских помещениях.

В срок хранения включается хранение на открытых площадках без навеса – до 4 лет в районах с умеренным, холодным и умеренно-холодным морским климатом.

5. Срок хранения в условиях тропического климата – 2 года в складских помещениях.

6. Срок хранения в металлическом контейнере – 10 лет во всех условиях хранения.

Срок эксплуатации включается в срок хранения.

7. Гарантийная наработка (в пределах гарантийного срока эксплуатации) – 1000 часов. В наземной наработке учитываются все режимы и переменные процессы, используемые при проведении работ по техническому обслуживанию.

Виброскорости с первой кратностью к частоте вращения роторов двигателя, замеренные в плоскости его крепления…...	…….	не должны быть более 30 мм/с
Гидравлическое сопротивление ПЗУ при расходе воздуха G=8,6 кг/с в условиях Н=0, V=0, MCA…………………………….	…….	не более 150 мм вод.ст.
Скорости и направление ветра при запуске на земле не более:
попутного и бокового…………………….………..…..	….…	10 м/сек
порыв………………………………………….…….….	..…...	15 м/сек

Режимы работы и значения параметров двигателей при совместной работе приведены в таблицах 1.2, 1.3, 1.4.

Engine weight:
dry weight.………………….…..…..	……………..	not more than 295±2 kg
of the shipped engine…………….…	……………..	not more than 303+25kg

NOTE:

Engine dry weight does not include:

• low pressure fuel filter and pipelines weight;

• thermocouples and thermocouple wiring and shielding weight;

• trapped fuel and oil weight;

• packing components;

Dimensions and CG location………………………….....................	…..…	as indicated in engine outline drawing
Engine stable functioning is ensured for conditions:
range of air temperature at inlet..……………….…..	...…	±60°С
relative humidity…………………….…...............….	….…	up to 100 %
fuel temperature at booster pump inlet……………..	….…	–50°С to +60 °С
flight speed range………………………....…………	…….	0 to 400 km/h
flight altitude range…………………………………	……	0 to 6000 m
Minimum time cool down time before regaining emergency or take off power after the settings were used for maximum allowed operation time…...………………………………………………….	…….	5 min
First overhaul period………………….………………………...…..	…….	1500 h (1500 cycles)
Service life limit………………………………………………….…	…….	4500 h (6000 cycles)
Calendar service life before first overhaul………......................…...	…….	10 years

NOTE:

1. After guaranteed service life (warranty) has expired, it may be extended by manufacturer according to legal maintenance manuals on a contract basis.

2. Manufacturer guarantees quality compliance to engine basic requirements on condition the operator adhere to all the storage, shipping, installation and operation regulations and requirements.

3. Warranty service or storage life is 6 years after engine acceptance date.

4. Calendar service life: 10 years, that may include 6 years of long time storage in wooden crate in storage facility.

Storage life may include 4 year storage period out in the open in moderate, cold and cold-moderate climate.

5. Storage period for tropic climate is 2 years in a storage facility.

6. Storage period of the engine, preserved in a metal container is 10 years in all conditions.

Service life should be added to storage time.

7. Warranty service life is 1000 hours (during warranty calendar service life). For tracking service life all engine power settings and other systems operation necessary for phase maintenance are tracked as ground operation time.

Rate of vibration of the first order regarding engine rotors RPM, gauged in plane of engine attachment……………...	…….	not more than 30 mm/s
Hydraulic resistance created by inlet particle separator if air consumption is G=8,85 kg/sec and Н=0, V=0, standard atmos-phere conditions…………………..…………………………………	…….	not more than 150 mm of water
Maximum wind speed limits:
tail and side wind…….……………………..…..	……	10 m/sec
gust…...……………………………………….….	…...	15 m/sec

Engines power settings and normal parameters at combined operation are indicated in tables 1.2, 1.3, 1.4.

Таблица 1.2.

Основные эксплуатационные параметры двигателя для условий Н=0; V=0; МСА.

(без ЭВУ, отборов воздуха на нужды вертолета и ПОС двигателя)

Режим

Мощность на выводном валу

Частота вращения,%

Температура газов перед турбиной по прибору, °С не выше

Удельный расход топлива, г/л.с.ч., не более

Давление масла, кгс/см2

Температура масла на выходе из двигателя, °С

Время работы непрерыв-но, мин.

без пзу

с пзу

Ротора ТК

Рото-ра СТ

НВ

без ПЗУ

с ПЗУ

без ПЗУ

с ПЗУ

мин. для выхода на режимы выше МГ

мин. для длительной работы на режимах

Реко- мен- дуемая

Макси- мальная

Без ПЗУ

С ПЗУ

Чрезвычайный

2200

2100

97,4±0,5

97,4±0,5

98±1

93±1

920

915

230

237

3,5±0,5

30

70

80 – 140

150

см. примеч.

Взлетный

2200

1900

96,3±0,5

96,3±0,5

98±1

93±1

890

885

236

243

6

Номинальный (максимальный продолжи- тельный)

1700

1700

94,7±0,5

95,2±0,5

100±2

95±2

845

855

248

251

60

І Крейсерский

1500

1500

93,6±0,5

94,1±0,5

100±2

95±2

815

825

258

262

не огр.

ІІ Крейсерский

1200

1200

91,7±0,5

92,2±0,5

100±2

95±2

770

780

278

283

не огр.

Малый газ

Не более 200

см. рис. 1.4.

-

55+15-10

780

не более 164кг/ч

не менее 2

20

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Указанные параметры не учитывают потерь от загрузки вертолетных агрегатов.

2. 100% по указателю частоты вращения ротора ТК соответствует 19537,48 об./мин.

3. 95,4% по указателю частоты вращения НВ соответствует около 15000 об./мин. или 100% n_СТ, или 192 об./мин. НВ.

4. Максимальная замеренная мощность на чрезвычайном режиме в любых высотно-климатических условиях (при выключенном втором двигателе), не более 2400 л.с. с ПЗУ и не более 2500 л.с. без ПЗУ.

5. Частота вращения НВ при одном работающем двигателе 40 – 55%.

6. Наработка двигателя на взлетном режиме не должна быть более 10% от общей наработки за ресурс, допустимое время непрерывной работы – 6 минут. В случае необходимости допускается непрерывная работа двигателя на взлетном режиме до 15 минут, при этом суммарная наработка не должна превышать 1,25% от допустимой наработки за ресурс (входит в 10%). При отказе (выключении) одного из двигателей допускается работа второго двигателя на взлетном режиме в течении 30 минут, в пределах 0,5% за ресурс.

7. Чрезвычайный режим работы двигателей используется только в случае отказа одного из двигателей. Наработка двигателя на чрезвычайном режиме не должна быть более 0,1% от общей наработки за ресурс. Допускается непрерывная работа двигателя на чрезвычайном режиме в течении 2,5 минут без ограничений в пределах указанной наработки.

8. Допускается колебание частоты вращения турбокомпрессора на установившихся режимах в пределах ±0,5%.

Table 1.2.

Basic engine operational parameters for Н=0; V=0; standard Atm.

(HDD no installed, no airbleed foe engine systems and airbleed system)

Power

Output power

RPM,%

PTIT indicator readings, not more than , °С

Specific fuel con-sumption, not more than, gr/h.p.h.

Oil pressure, kgf/сm2

Engine output oil temperature, °С

Time of continuous operation,min.

no DPU

DPU on

TC rotor

FT rotor

MR

no DPU

DPU on

no DPU

DPU on

Min. required for power above idle

Min. required for long-time operation

Reco-mmen-ded

Max.

no DPU

DPU on

Emergency

2200

2100

97,4±0,5

97,4±0,5

98±1

93±1

920

915

230

237

3,5±0,5

30

70

80 – 140

150

See note.

Take off

2200

1900

96,3±0,5

96,3±0,5

98±1

93±1

890

885

236

243

6

Nominal (maximum continuous )

1700

1700

94,7±0,5

95,2±0,5

100±2

95±2

845

855

248

251

60

І Cruise

1500

1500

93,6±0,5

94,1±0,5

100±2

95±2

815

825

258

262

∞

ІІ Cruise

1200

1200

91,7±0,5

92,2±0,5

100±2

95±2

770

780

278

283

∞

Idle power

no more200

see fig. 1.4.

-

55+15-10

780

164kg/h, no more

2, no more

20

NOTE:

1. The indicated parameters do not show the loss of power for helicopter components, which receive torque.

2. 100% of engine RPN indicator corresponds to 19537,48 actual engine RPM.

3. 95,4% of MR RPM indicator approximately corresponds to 15000actual RPM or 100% FT RPM, and 192actual MR RPM.

4. Maximum indicated power at emergency power in any climateand altitude conditions (with one engine inoperative), not more than 2400 h.p.with DPU and not more than 2500 h.p. without DPU.

5. MR RPM with one engine inoperative 40 – 55%.

6. Engines operation at takeoff power should not exceed 10% of total service life, maximum allowed time of continuous operation is – 6minutes. In case of emergency 15 minute engine operation is allowed at takeoff power, and in this case this time should not exceed 1,25% of service life out of total 10% allowed. In case of single engine failure time operation at takeoff power may be 30 minutes which should not exceed 0,5% of service life.

7. Emergency power is used only in case of single engine failure. Time of engine operation at emergency power should not exceed 0,1% of total service life. In emergency time of continuous engine operation at emergency power may be 2,5 minutes, with no limit to service life.

8. Turbo compressor RPM fluctuation at stable power setting is allowed within the range of ±0,5%.

Таблица 1.3.

Максимально допустимые параметры работы двигателей по режимам

Режим	Температура газов перед турбиной компрессора, °С	Частота вращения ротора турбокомпрессора, %
Взлетный при совместной работе двух двигателей и 2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный)	990	101,15
30-минутной мощности при OEI (взлетный)	990	101,15
Продолжительной мощности OEI (номинальный)	955	99,0
І Крейсерский	910	97,5
ІІ Крейсерский	870	95,5
Малый газ	780	см. рис. 1.4.

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. В случае отказа регулятора температуры газов максимально допустимые параметры ограничиваются уменьшением режима работы двигателя.

2. При отказе ЭРД на указанных режимах максимально допустимые n_ТК составляют 102,5%. При необходимости параметры ограничиваются уменьшением режима работы двигателя. Допускается не более 3 отказов за ресурс при каждом забросе n_ТК>101%.

Таблица 1.4.

ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ПО РЕЖИМАМ

Режимы	Допустимое время непрерывной работы, мин.	Допустимое время работы за ресурс, %
При совместной работе двух двигателей
Взлетный	6 от 6 до 15	10 1,25 (входит в 10%)
Максимальный продолжительный	60	35
Крейсерские	не ограничено	не ограничено
Малый газ	20	не ограничено
При отказе (выключении) одного из двигателей
2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный)	2,5	0,1
30-минутной мощности при OEI (взлетный)	30	0,5
Продолжительной мощности OEI (номинальный)	60	0,85

ПРИМЕЧАНИЕ:

Режим 2,5-минутной мощности при OEI (чрезвычайный) разрешается использовать также при опробовании вновь установленного двигателя или после замены ЭРД (продолжительность не более 30 секунд, при этом количество и суммарное время работы не учитывается).

Table 1.3.

MAXIMUM ALLOWD ENGINE PARAMEERS LIMITS FOR POWER SETTINGS

Power	PTIT, °С	TC RPM, %
Takeoff, with both engines operating and 2,5- minute power setting with OEI (emergency)	990	101,15
30- minute power with OEI (takeoff)	990	101,15
Continuous power with OEI (nominal)	955	99,0
І Cruise	910	97,5
ІІ Cruise	870	95,5
Idle	780	See fig. 1.4.

NOTE:

1. In case of PTIT limiter failure the parameters are limited by reducing engines power setting.

2. In case of electronic governor failure at any power setting maximum allowed TC RPM is 102,5%.If required the parameters are limited by reducing engines power setting. If TC RPM spike at the time of failure exceeded 101% not more than 3 electronic governor failures are allowed during total service life.

Table 1.4.

TIME LIMITS FOR ENGINE OPERATION AT DIFFERENT POWER SETTINGS

Power	Maximum time of continuous operation, min.	Service life limit, %
Both engines operating
Takeoff	6 6 tо 15	10 1,25 (included in 10% total time)
Maximum continuous	60	35
Cruise	not limited	not limited
Idle	20	not limited
One engine inoperative (OEI)
2,5- minute power setting with OEI (emergency)	2,5	0,1
30- minute power with OEI (takeoff)	30	0,5
Continuous power with OEI (nominal)	60	0,85

NOTE:

2,5- minute power setting with OEI(emergenc) is also allowed to be used for testing newly installed engine or after electronic governor was replaced for not longer than 30 seconds. In this case total time and number of power setting use are not tracked.

Таблица 1.5.

ТАБЛИЦА СРАВНЕНИЯ ОСНОВНЫХ ДАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВ3 – 117ВМ И ТВ3 – 117ВМА

Режимы (Н=0, Мп=0, МСА)		ТВ3 – 117ВМ (с ПЗУ/без ПЗУ)	ТВ3 – 117ВМА (с ПЗУ/без ПЗУ)
2,5-минутный	Nе (л.с./кВТ) (поддерживается до tн)	2100/2200 (+30°С) до Н=2200 ст. атм.	2300/2400 (+20°С) до Н=1500 ст. атм.
	tг °С	915	990
	nТК %	97,7	101,15
30-минутный	Nе (л.с.) (поддерживается до tн)	1900/2000 (+40°С) 236 до Н=3600 ст. атм.	2100 (+30°С) до Н=2200 ст. атм.
Взлетный	Nе (л.с.) (поддерживается до tн) Суд (г/л. с. час)	1900/2000 (+40°С) 210 до Н=3600 ст. атм.	2100/2200 (+30°С) 214 до Н=2200 ст. атм.
	tг °С	885	915
	nТК %	96,6	97,7
Максимальный продолжительный	Nе (л.с.) (поддерживается до tн)	1700 (+30°С) до Н=3600 ст. атм.	1700 (+30°С) до Н=3600 ст. атм.
Крейсерский	Nе (л.с.)	1500 (+30°С) до Н=3600 ст. атм.	1500 (+30°С) до Н=3600 ст. атм.
Высота запуска, до	При Н=0 м. (-38…+55°С) При Н=4000 м. (-38…+30°С)	4000 4000	4000 4000
Работоспособность	Н, м (-38…+55°С)	5000	5000
Ресурс, до 1 кап. ремонта	часов/циклов	1500/1500	1500/1500
Назначенный ресурс	часов/циклов	4500/6000	4500/6000
Сухая масса	кг	295+2	295+2
Поставочная масса	кг	303+25	303+25
Тип САУ	-	Аналоговая ЭРД – 3ВМ	Аналоговая ЭРД – 3ВМА

Примечания:

1. 100% по измерителю частоты вращения ротора турбокомпрессора соответствует

19537,48 об/мин. 100% по измерителю частоты вращения ротора свободной турбины соответствуют 15000 об/мин. и 192 об/мин. несущего винта или 95% по измерителю частоты вращения несущего винта.

2. Частота вращения ротора турбокомпрессора на режиме малого газа и максимально допустимая температура газов при запуске зависит от t_H и определяются по графику рис. 1.4.

3. Частота вращения ротора турбокомпрессора на режимах зависит от t_H и определяeтся по графику рис. 1.6.

4. Ограничение частоты вращения ротора ТК на взлетном режиме и режиме 2,5-минутной мощности при OEI – автоматическое, в зависимости от температуры наружного воздуха и атмосферного давления

5. . Частота вращения ротора ТК на взлетном режиме для каждого конкретного двигателя при Р_Н<760 мм. рт. ст. определяется по графику “A”(рис. 1.7) приложенному к формуляру двигателя, с точностью ±0,5%.

6. Ограничение частоты вращения ротора ТК на режиме 30-минутной мощности при OEI – ручное; максимально допустимая частота вращения ротора ТК – не более 101,15%.

7. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на взлетном режиме, при отсутствии ограничений по t_г, для каждого конкретного двигателя определяется по графику “A”, с точностью ±0,5%, с учетом поправки на атмосферное давление (см. рис. 1.8), но не должна превышать максимально допустимых значений, указанных на рис. 1.6 для Р_Н<760 мм. рт. ст.

8. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на максимальном продолжительном режиме и крейсерских режимах, определенная по данному графику, должна быть увеличена на 1,3 Н, где Н – барометрическая высота в километрах, при выполнении

Таble 1.5.

ТВ3 – 117ВМ AND ТВ3 – 117ВМА MAIN PERFORMANCE DATA COMPARISON

Power (Н=0, Мп=0, SА)		ТВ3 – 117ВМ (DPU on/DPU off)	ТВ3 – 117ВМА (DPU on/DPU off)
2,5-minute	Nе (h.p./kWatt) (up to OAT)	2100/2200 (+30°С) up to Н=2200 st. atm.	2300/2400 (+20°С) up to Н=1500 st. atm.
	PTIT, °С	915	990
	nТК %	97,7	101,15
30-minute	Nе (h.p.) (up to OAT)	1900/2000 (+40°С) 236 up to Н=3600 st. atm.	2100 (+30°С) up to Н=2200 st. atm.
Takeoff	Nе (h.p.) (up to OAT) (gr/h.p.h.)	1900/2000 (+40°С) 210 up to Н=3600 st. atm.	2100/2200 (+30°С) 214 up to Н=2200 st. atm.
	PTIT °С	885	915
	nТК %	96,6	97,7
Maximum continuous	Nе (h.p.) (up to OAT)	1700 (+30°С) up to Н=3600 st. atm.	1700 (+30°С) up to Н=3600 st. atm.
Cruise	Nе (h.p.)	1500 (+30°С) up to Н=3600 st. atm.	1500 (+30°С) up to Н=3600 st. atm.
Start up altitude, up to	Н=0 m. (-38…+55°С) Н=4000 m. (-38…+30°С)	4000 4000	4000 4000
Working efficiency	Н, m (-38…+55°С)	5000	5000
TBO before 1st overhaul	hours/cycles	1500/1500	1500/1500
Total service life	hours/cycles	4500/6000	4500/6000
Dry weight	kg	295+2	295+2
Shipping weight	kg	303+25	303+25
Automatic governor type	-	Analogue ЭРД – 3ВМ	Analogue ЭРД – 3ВМА

NOTE:

1. 100 % TC RPM according engine tachometer equal 19537,48 RPM. 100 % free turbine RPM according free turbine tachometer equal 5000 RPM, i.e. 192 MR RPM or 95% MR RPM according to MR RPM indicator.

2. TC RPM at idle and maximum allowed PTIT during start up depends on AOT and is calculated according to the graph fig. 1.4.

3. TC RPM at any power setting depends on AOT and is calculated according the graph at fig. 1.6.

4. TC RPM with OEI is limited automatically at take off and 2,5-minute power and depends on OAT and ambient pressure.

5. .TC RPM at idle is individual for each engine and for Р_OAT<760 mm of mercury is calculated according to the graph “A” (fig. 1.7) of the engine log book with accuracy ±0,5%.

6. TC RPM limitation with OEI at 30-minute power is manual; maximum allowed TC RPM is 101,15%.

7. During flights over mountains TC RPM at idle on condition there is no limitation on PTIT, is individually calculated for each engine according to the graph “A” with accuracy ±0,5% and with the correction for ambient pressure (fig. 1.8). On no condition it should exceed maximum allowed value indicated at fig. 1.6 for Р_OAT<760 mm of mercury.

8. If flights are performed in the mountains, TC RPM at cruise and maximum continuous powers settings, calculated according to this graph, should be increased by 1,3 multiplied by Н, Н stands for – pressure altitude, on condition there are no limitations for maximum PTIT and TC RPM for the given power setting.

следующего условия: отсутствие ограничений по максимально допустимым значениям t_г и n_ТК для данного режима.

9. В полете до Н=2500 м режим работы двигателя определяется по указателю режимов (см. р. 1.5 )

На высотах более 2500 м режимы работы двигателя определяются по значению n_ТК или t_г (по параметру, который первым достиг значения для данного режима).

10. При наличии разнорежимности двигателей (допускается до 2% n_ТК) режим работы двигателей определяется по ведущему двигателю.

11. Максимально допустимые значения параметров двигателя на режимах приведены в таблице 1.3.

12. Допустимое время работы двигателя (непрерывно и за ресурс) приведено в таблице 1.4.

13. Время приемистости на земле при перемещении рычага управления за 1 – 2 секунды, не более:

от малого газа до взлетного режима………………………..	…........…	8 с
от I крейсерского до взлетного режима…………………….	…….…..	4 с
14. Зависимость максимально-допустимой температуры газов от tн при проверке частичной приемистости по термопарам Т-8Т приведена на рис. 1.9.
15. Максимальная частота вращения (раскрутка) ротора свободной турбины в случае срабатывания автомата аварийной защиты свободной турбины при внезапном снятии нагрузки……….…….……............................................................	……..…..	118±2 %
При этом дальнейшая эксплуатация двигателя допускается только после замены свободной турбины.
16. При отказе электронной части системы регулирования на взлетном режиме при всех настройках по мощности максимальные значения параметров (без ПЗУ) составляют: мощность на выводном валу двигателя……………………. измеренная частота вращения ротора турбокомпрессора……………………………….……………….	………… ……..……	2400 л.с. 102,5 %
Отказ электронной части системы регулирования заводится в систему информации экипажу.
17. Допускается кратковременное понижение относительно установившейся в полете частоты вращения НВ: – на переменных режимах (не более 30 секунд)…………..…………………….. – при посадке с “подрывом” НВ 4 раза за ресурс………………………………. – при отказе одного двигателя 4 раза за ресурс, продолжительность не более 10 секунд………………………………………………………………………….	………….. ………….. …………..	не ниже 88% не ниже 70% не ниже 75%
18. Допускается кратковременное (до 20 секунд) повышение частоты вращения НВ в полете: на II крейсерском режиме и выше………………………………………………… на режиме ниже II крейсерского…………………………………………………..	……….….. …………..	не более 101% не более 103%
19. Максимально допустимая частота вращения НВ на всех режимах (в особых случаях)…………………………………………………………….	…………..	108%
20. Количество забросов nНВ продолжительностью не более 20 секунд…………………………………………………………………………	………….	не более 2 до первого ремонта и не более 6 за назначенный ресурс.

9. In flight up to Н=2500 m engine power is indicated by engine pressure ratio indicator. (see fig. 1.5 )

At altitudes more than 2500 m engines power is calculated according to their TC RPM or PTIT (the parameter which first reaches maximum value for the current power setting).

9. If there is engine split (2% TC RPM tolerance) engines power is calculated according the engine with higher RPM.

10. Maximum allowed engine parameters values for all power settings are indicated in table 1.3.

11. Maximum allowed time of operation (continuous and for service life) is indicated in the table 1.4.

12. Acceleration time at the ground, if collective is moved in 1 – 2 seс. Should be not more than:

Idle to take off……………………………..………………………..	…........…	8 seс
I cruise to take off…………………………………..……………….	…….…..	4 seс
14. The relation of maximum allowed PTIT spike during partial acceleration test and OAT by Т-8Т thermocouples is indicated at fig. 1.9.
15. Maximum FT RPM spool up in case of drive system damage and automatic safety system activation…………………………………………….	……..…..	118±2 %
Further engine operation is possible only after free turbine was replaced..
16. In case of electronic control system failure at tale off power engine power with DPU off is: engine output power………………………..……………………. TC RPM according to the instrument……………..…………….	………… ……..……	2400 h.p. 102,5 %
Electronic control system failure is reported by audio warning system.
17. Maximum allowed MR RPM decrease in flight: – at transient modes of flight (for 30 seс. max.)….…………..…………………….. – at pull-up landing 4 times during service life…………………..…………………. – in case of single engine failure, 4 times during service life for not longer than 10 sec…………..………………………………………………………………………….	………….. ………….. …………..	not lower than 88% not lower than 70% not lower than 75%
18. Maximum allowed MR RPM increase in flight: (up to 20 sec.): at II cruise power and higher…………………………….…………………………… at power below II cruise power setting………………..……………………………..	……….….. …………..	not more than 101% not more than 103%
19. Maximum allowed MR RPM at any power setting in emergency…...…….	…………..	108%
20. Number of MR RPM spikes of not longer than 20 seconds..………………	………….	Not more than 2 before the first overhaul and not more than 6 during service life.

Рис. 1.4. Зависимость частоты вращения ротора турбокомпрессора

на режиме малого газа и максимально допустимой температуры газов при запуске от температуры наружного воздуха.

Рис. 1.5. Указатель режимов работы двигателя.

Проверка правильности показаний измерителя режимов производится в процессе опробования двигателей. Для этого устанавливается номинальный режим работы по частоте вращения турбокомпрессора, определяемый по графику “C” (рис. 1.7). При этом боковой индекс измерителя проверяемого двигателя должен находиться в верхней половине центрального индекса “H”.

При отклонении бокового индекса от заданного диапазона необходима регулировка измерителя режимов.

При отказе измерителя режимов работы двигателей в полете режимы устанавливаются и контролируются по величине оборотов турбокомпрессора.

Fig. 1.4. Idle turbocompressor RPM and maximum starting temperature versus outside air temperature.

Fig. 1.5. Engine Pressure Ratio (EPR) Indicator.

Engine Pressure Ratio (EPR) Indicator test is performed during engine ground test. For the test set nominal power setting (engine rating) according to the (turbo compressor RPM indicator) engine dual tachometer previously calculated according to the graph “C” (fig. 1.7). Side indice of the tested engine should align the upper part of the center pointer mark “H” on the serviceable instrument.

Engine Pressure Ratio Indicator adjustment is required if side indice deviates from the required range.

If Engine Pressure Ratio Indicator failure happens in flight, engine power settings are set and monitored according to the turbo compressor RPM.

Рис. 1.6. График зависимости частоты вращения ротора турбокомпрессора

от температуры наружного воздуха на входе в двигатель (Н=0, V=0, P_н=760 мм. рт. ст.) и максимально допустимой частоты вращения ротора турбокомпрессора при Р_Н<760 мм. рт. ст.

Условные обозначения:

	– зона чрезвычайного режима;
	– зона взлетного режима;
	– зона номинального режима;
	– зона I крейсерского режима.
	– зона II крейсерского режима;

Fig. 1.6. The graph of TC RPM dependence on engine inlet air temperature (H = 0, V = 0, P = 760mm of the Mercury Pole.)

Key:

	– emergency power range;
	– takeoff poer range;
	– nominal power range;
	– cruise I power range.
	– cruise II power range.

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Ограничение частоты вращения ротора ТК на взлетном режиме и режиме 2,5-минутной мощности при OEI – автоматическое, в зависимости от температуры наружного воздуха и атмосферного давления.

2. Зона взлетного режима и режима 2,5-минутной мощности при OEI охватывает все семейство двигателей ВК-2500 модели 03.

Частота вращения ротора ТК на взлетном режиме для каждого конкретного двигателя при Р_Н<760 мм. рт. ст. определяется по графику “A”(рис. 1.7) приложенному к формуляру двигателя, с точностью ±0,5%.

3. Ограничение частоты вращения ротора ТК на режиме 30-минутной мощности при OEI – ручное; максимально допустимая частота вращения ротора ТК – не более 103,5%.

4. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на взлетном режиме, при отсутствии ограничений по t_г, для каждого конкретного двигателя определяется по графику “A”, с точностью ±0,5%, с учетом поправки на атмосферное давление (см. рис. 1.8), но не должна превышать максимально допустимых значений, указанных на рис. 1.6 для Р_Н<760 мм. рт. ст.

5. При полетах с высокогорных площадок частота вращения ротора ТК на максимальном продолжительном режиме и крейсерских режимах, определенная по данному графику, должна быть увеличена на 1,3 Н, где Н – барометрическая высота в километрах, при выполнении следующего условия: отсутствие ограничений по максимально допустимым значениям t_г и n_ТК для данного режима.

NOTE:

1. TC RPM limitation for take-off and 2,5-minute power setting is performed automatically in dependence with ambient temperature and pressure.

2. Take off power and 2,5-minute power with OEI ranges are true for all ВК-2500 engines of 03 model.

TC RPM for take off power setting is calculated individually for each engine for Р_Н<760 mm of mercury pressure due to graph “A” (fig.1.7) of the engine log book appendix with accuracy ± 0,5%.

3. TC RPM limitation for 30-minutes power setting with OEI is manual, maximum allowed TC RPM – not more than 103,5%.

4. While flying from helipads of mountain area max permitted TC RPM for take-off power setting, on condition there is no limitation for PTIT is calculated individually for each engine due to graph “A” with accuracy ± 0,5% with correction for air ambient pressure (see fig.1.8) but should not exceed maximum allowed values, indicated on fig. 1.6 for Р_Н<760 mm of mercury

5. While flying from helipads of mountain area 1.3H, where H stands for pressure altitude measured in kilometers, should be added to TC RPM for maximum continuous and cruise power settings, calculated due to this graph, if there are no limitations for PTIT and TC RPM for the actual power setting.

Рис. 1.7. зависимость замеренной частоты вращения ротора турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в термопатрон (образцы графиков приложенных к формуляру двигателя)

График А – зависимость замеренной частоты вращения ротора турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в термопатрон на взлетном режиме;

График Б – зависимость замеренной частоты вращения ротора турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в термопатрон при постоянном расходе топлива (330±10) кг/ч;

График С – зависимость замеренной частоты вращения ротора турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в термопатрон на максимальном продолжительном режиме;

График Д – зависимость замеренной частоты вращения ротора турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в термопатрон при работе двигателя на ограничителе максимального расхода топлива.

ПРИМЕЧАНИЕ:

При Р_Н отличном от 760 мм. рт. ст. частота вращения n_ТК подсчитывается следующим образом:

• для графика А – с учетом поправки согласно рис.1.6 или по формуле:

n_ТК= n_{ТК 760} +0,0222(760–Р_Н);

• для графиков Б и Д – с увеличением частоты вращения n_ТК на 0,21% при уменьшении Р_Н на каждые 10 мм. рт. ст. и наоборот;

• для графика С – с увеличением частоты вращения n_ТК на 0,15% при уменьшении Р_Н на каждые 10 мм. рт. ст. и наоборот;

Fig. 1.7. Relation of instrumentally gauged TC RPM

and inlet air temperature (graph samples from engine log book)

Graph A – Dependence of measured TC RPM on thermo-compensator inlet air

temperature for take-off power setting;

Graph B – Dependence of measured TC RPM on thermo-compensator inlet air

temperature when fuel consumption is constant (330±10 kg per hour);

Graph C – Dependence of measured TC RPM on thermo-compensator inlet air

temperature for maximum continuous power setting.

Graph D – Dependence of measured TC RPM on thermo-compensator inlet air

temperature for maximum fuel consumption limiter operation.

Note:

If Р is different from 760 mm of mercury TC RPM is calculated in the following way:

• for graph А – with the allowance (amendment) according fig. 1.6 or using the formula:

n_TC= n_{TC 760} +0,0222(760–Р_Н);

• for graphs B an D – if TC RPM increases by 0,21% and Р_Н decrease every 10 mm of mercury and opposite;

• for graph С –– if TC RPM increases by 0,15% and Р_Н decrease every 10 mm of mercury and opposite;

Рис. 1.8. График для определения поправок Δn_ТК

для взлетного режима в зависимости от Р_Н по закону регулирования n_ТК= f(Р_Н, t_H), заложенному в ЭРД.

Рис. 1.9. Зависимость максимально допустимой температуры газов

от температуры наружного воздуха при проверке частичной приемистости по термопарам Т–80Т

Fig. 1.8. Graph for Δn_ТК allowance (amendment) calculation

for take off power setting with Р_Н changed by БАРК electronic governor using the formula n_ТК= f(Р_Н, tH)

Fig. 1.9. Dependence of maximum allowed PTIT

on ambient air during partial acceleration test by thermocouples Т–80Т readings