Сильное дымление двигателя.

Причины:

• неисправность отсечного клапана;

• нарушение уплотнения привода центробежного топливного насоса;

• неисправность маслоагрегата.

8.5. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ МАСЛОСИСТЕМЫ

Контроль работоспособности и технического состояния маслосистемы осуществляется при техническом обслуживании, предполетной подготовке и в процессе работы двигателя на земле и в полете. Особое внимание при эксплуатации маслосистемы экипаж вертолета должен обращать на: контроль заправки, осмотр двигателя перед запуском на предмет отсутствия подтекания масла, подогрев двигателя перед запуском при низких t_нв, контроль роста давления масла при запуске, контроль Р_м и t°_м при работе двигателя, контроль утечки масла при работе двигателя по запаху и визуально (горелое масло и шлейф белого дыма на выходе двигателя), контроль расхода масла, который должен быть не более 0,3 л/ч, состояние маслофильтра и цвет масла (потемнение).

It ensures oil scavenge from these supports during engine “run-down”. This valve is closed if TC RPM less than 15% and if oil pressure difference on the valve ΔP < 0.3±0.05kg/sm².

1. The reduction bypass valve adjusted for oil pressure difference ΔP = 1.25 kg/sm² prevents oil pressure increase in the oil scavenge pipeline.

2. In order to obtain the pre-set rarefaction in the drive box and in the first support cavity provision is made for outward venting through the breather with an adjustable jet in the accessory drive cavity.

3. Breathing of oil cavities is carried out through scavenge pumps, the oil tank and vent tank installed inside the oil tank. The end of the vent pipe opens into exhaust pipe.

8.4. PROBABLE TROUBLES

1. Oil pressure does not correspond to specifications.

Reasons:

• pressure gauge is out of order;

• oil filter is clogged;

• air lock at the inlet of the oil pump;

• reduction valve is out of order;

• insufficient oil quantity in the oil tank;

• oil overheating;

• inner damage of the oil system element.

2. Oil temperature increase.

Reasons:

• oil temperature gauge is out of order;

• insufficient oil quantity in the oil tank;

• oil cooler cells are clogged;

• insufficient cooling of the oil cooler;

• oil cooler thermoregulator failure.

3. Oil consumption is high.

Reasons:

• oil ejection from the vent pipe;

• oil leakage;

• wearing out of the oil seal;

• jet clogging;

• oil pressure difference on the oil seals is not constant;

4. Much smoke and oil leakage takes place from exhaust pipe during engine shut-down.

Reasons:

• cut-off valve is out of order;

• centrifugal fuel pump drive seal damaging;

• improper condition of the oil pump.

8.5. OIL SYSTEM OPERATION PECULIARITIES

The oil system should be checked for serviceability and proper state during technical maintenance, pre-flight inspection and with engines running on the ground and in flight.

The crew should pay special attention to the following:

• oil system filling;

• inspection of the engines for oil leak before start up;

• engines warming up before starting when ambient temperature is low;

• oil pressure during start up;

• oil temperature and pressure during engine operation;

• oil leak during engine operation by following attributes:

- smell and white smoke from the engine exhaust;

• oil consumption should not be more than 0.3liter per hour;

• oil filter condition and oil color should not become dark.

Глава 9. Система топливопитания и регулирования

9.1. ОБщие сведения

CHAPTER 9. FUEL SUPPLY AND ENGINE CONTROL SYSTEM

9.1. GENERAL INFORMATION

Рис. 9.1. НР-3ВМА. Принципиальная схема

Fig. 9.1. НР-3ВМА. Operational schematic

9.2 Насос-регулятор нр–3вма

Включает в себя: входной фильтр (58, см. прилож. рис. 9.2) насос высокого давления (71), основную дозирующую иглу (54), клапан постоянного перепада давления (53), стоп кран (44), запорный (43) и подпорный клапан (42) I контура форсунок, распределительный (41) и запорный (40) клапаны II контура форсунок, клапан стравливания воздуха, центральные топливные фильтры (56), клапаны минимального давления по оборотам ТК (34) и СТ (79), командный золотник (52) и механизм отключения стартера (50), регулятор n_тк (60), температурный корректор (84), регулятор n_нв (28), синхронизатор мощности (33), золотник аварийного отключения синхронизатора мощности (31), исполнительный механизм слива топлива ИМ–47 (24), командный золотник отключения ИМ–47 (25), клапан постоянного давления топлива (57), воздушный фильтр (38) с жиклерами (А и П), автомат запуска (37), автомат приемистости (39), регулятор положения направляющих аппаратов компрессора (20).

9.3 Топливный коллектор с форсунками

Установлен в камере сгорания. Представляет собой кольцевой узел, состоящий из 12 форсунок, соединенных двумя рядами труб. Форсунки двухсопловые, двухканальные, центробежные. По I каналу подача топлива производится на всех режимах, включая запуск. По II каналу подача топлива производится на всех рабочих режимах выше режима малого газа. В процессе запуска двигателя (до n_тк= 60…65%) в этот канал подводится воздух от стартера.

9.4 Гидроцилиндр с концевым переключателем

Обеспечивает поворот входного направляющего аппарата и направляющих аппаратов I – IV ступеней компрессора и управление клапанами перепуска воздуха из компрессора. Установлен внизу на корпусе компрессора. Состоит из корпуса, поршня, рычага и концевого переключателя с золотником, перемещающемся в гильзе. (см. рилож. рис. 9.2)

При запуске двигателей, силовой поршень, под действием давления топлива занимает крайнее правое положение. При этом поворотные лопатки занимают минимальные установочные углы и переключатель обеспечивает перепуск топлива на открытие КПВ. До n_тк≤81%, α_на=(27±1,5)°. При n_тк=100%, α_на=0. При n_тк пр=103%, α_на≈–3° (упор).

При α_на=22°, т.е. при n_тк=84…87% концевой переключатель срабатывает на закрытие КПВ.

9.5 Путь топлива

При работе двигателя топливо из расходного бака вертолета подкачивающим насосом подается через пожарный кран к центробежному подкачивающему насосу ДЦН-70 (поз. 74, рис. 9.2), который повышает давление и подает топливо через фильтр тонкой очистки 67 и входной фильтр 58 на вход в плунжерный насос 71. Плунжерный насос повышает давление топлива и подает его к дозирующей игле 54 и к клапану постоянного перепада давления на проходном сечении иглы 53.

Пройдя дозирующую иглу 54, иглу регулятора приемистости 39, кран останова 44, топливо поступает к распределительным клапанам 40,41, 42, 43 через которые перепускается в коллектора топливных форсунок 47,48.

Режим работы двигателя зависит от количества топлива, поступающего к форсункам и соответственно от положения дозирующей иглы 54. Дозирующей иглой управляют:

1. Автомат запуска (поз. 37) от момента нажатия на кнопку “ЗАПУСК” до достижения n_тк=40%.

2. Регулятор приемистости (поз. 39) на режимах с n_тк>40%.

3. Регулятор n_тк (поз. 60) при достижении n_тк= n_{тк мг} и на режимах n_нв 93%.

4. Регулятор n_ст (n_нв) (поз. 28) на всех режимах с n_нв= 95±2%.

5. ЭРД (поз. 24) при достижении максимально допустимых значений n_ТК и t_г.

6. Экипаж управляет регулятором n_ТК рычагом 22 (системой “Шаг-Газ”) и корректирует n_НВ рычагом 23 (нажимным выключателем на рычаге “Шаг-Газ”).

9.2 FUEL CONTROL UNIT НР–3ВМА

Fuel control unit comprises: inlet filter (58,see suppl. fig. 9.2), high pressure fuel pump (71), main metering needle (54), constant pressure drop valve (53), fuel shut-off valve (44), stop (43) and backup (42) valve of the I manifold of the fuel nozzle, distribution (41) and stop (40) valve of the II channel of the fuel nozzle, air discharge valve, central fuel filters (56), constant pressure valve for TC RPM (34) and free turbine RPM (79), control slide valve (52) and starter switching off mechanism (50), TC RPM governor (60); temperature regulator (84), MR RPM governor (28), power synchronizer (33), power synchronizer emergency disconnection slide valve (31), ИМ-47 actuating unit (25), command slide valve for disconnection of the actuating unit (25), constant fuel pressure valve (57), air filter (38) with jets (А and П), automatic starting unit (37), automatic acceleration unit (39), compressor guide vane assembly position control unit (20).

9.3 FUEL MANIFOLD AND NOZZLES

Installed in combustion chamber. It is essentially a ring-shaped unit which consists of 12 fuel nozzles interconnected by two pipes. Nozzles are centrifugal, double orifice dual injectors. Fuel is supplied through the I manifold at all power settings, including start up. To the II manifold fuel is supplied at all operational power settings higher than idle. In the process of start up (till 60…65% TC RPM) air is supplied to this manifold by the air starter.

9.4 HYDRAULIC CYLINDER WITH A MICROSWITCH

Its purpose is to provide turning of the inlet guide vane assembly and variable blades of the I – IV stages of the compressor and air bleed valves control. It is located at the bottom of compressor casing. It consists of a casing, a piston, a lever and a micro switch together with the slide valve, moving in the sleeve. (see suppl. fig. 9.2)

The piston moves to the extreme right position during start up under fuel pressure influence. In this case the vanes are set to min setting angles and the microswitch provides fuel supply to open the air bypass valve.

If turbo compressor RPM≤81% the setting angle of the vanes of the inlet guide vane assembly is α_IGVA=28,5°. If TC RPM 100% the setting angle is α_IGVA=0. If TC RPM 103% the setting angle is α_IGVA≈–7° (extreme position). If inlet guide vane assembly setting angle equals 22º, i.e. TC RPM = 84…87%, the microswitch will operate and send signal to close air bleed valve.

9.5 FUEL route

During engines operation fuel is supplied from the service cell via low pressure valve to the centrifugal fuel pump ДЦН-70 (74, fig. 9.2) by booster pump. The pump increases fuel pressure and then supplies fuel to the fine filter (67) and input filter (58) to the input of the rotor pump (71). Rotor pump also increases the fuel pressure and and supplies it to the main metering needle (54) and to the constant pressure valve of the needle passageway (53).

After passing the metering needle (54), acceleration governor needle (39), shut off valve (44), fuel is supplied to the distributing valves (40, 41, 42, 43). The valves bypass fuel into the two fuel manifolds (47, 48).

Engine power setting depends on fuel amount supplied to the nozzles and thus on the metering needle (54) position. The needle is controlled by:

1. Starting automatic unit (37): from the moment “START” button was pressed till TC RPM n_тc=40%.

2. Acceleration governor (39) at power setting for which TC RPN is higher than 40%.

3. TC RPM governor (60) after engine has reached idle power RPM and at all power settings for which n_MR 93%.

4. FT RPM governor (28) at all power settings with n_MR= 95±2%.

5. ЭРД electronic governor (24) if max. allowed TC RPM or PTIT are reached.

6. Crewmembers control TC RPM lever (22) (collective pitch control lever system) and is able to adjust MR RPM with the help of engine trim switch (23) on this lever.

9.6 Работа системы при совместной работе двигателей в составе силовой установки вертолета.

Управление двигателями осуществляется:

• рычагами раздельного управления (РРУД), при помощи которых РУД (прилож. рис. 9.2, поз. 22) на насосах-регуляторах могут быть установлены в любое положение от малого газа до максимального режима;

• рукояткой коррекции, конструктивно объединенной с рычагом ШАГ-ГАЗ, пользуясь которой, при неизменном шаге несущего винта РУД (22) насосов-регуляторов могут быть одновременно перемещены на 50° по лимбу НР;

• рычагом ШАГ-ГАЗ, при увеличении угла установки лопастей от φ_{НВ min} до φ_{НВ max} перемещает РУД (22)на 70° по лимбу НР.

В зависимости от угла установки РУД (22) производится перенастройка регулятора частоты вращения ротора ТК, т.е. задается располагаемая мощность двигателей.

Величины задаваемых частот вращения ротора ТК (располагаемой мощности двигателя) от угла установки РУД в условиях Н=0, t_max=+15°C приведены на рис. 9.3.

На режиме малого газа РУД находится на упоре малого газа, мощность силовой установки недостаточна для вращения НВ на рабочей частоте вращения 95%. Несмотря на полное облегчение лопастей (φ_{нв min}=1°) НВ вращается с частотой вращения n_НВ≤65%, а режим работы двигателей определяется настройкой регулятора n_ТК (см. рис. 9.3, точка 1).

При перемещении РУД в сторону больших углов (при вводе правой коррекции) частота вращения ротора ТК возрастает и НВ увеличивает скорость вращения. Шаг НВ при этом остается минимальным (φ_{НВ min}).

При α_РУД~48° частота вращения ротора ТК и, следовательно, мощность силовой установки возрастает до величины, которая достаточна для вращения НВ при φ_{НВ min} на рабочей частоте вращения (см. рис. 9.3, точка 2). Начиная с этого момента, частота вращения n_НВ поддерживается постоянной – n_нв=(95±2)% регуляторами частоты вращения НВ, которые и определяют режим работы силовой установки.

При полном вводе правой коррекции РУД обоих двигателей устанавливаются в положение α_руд=50°. Регуляторы частоты вращения роторов ТК настроены на поддержание режима n_тк=92%, что выше мощности, потребляемой НВ, так как шаг НВ минимальный (см. рис. 9.3, точка 3).

Избыток мощности силовой установки срезается регуляторами частоты вращения НВ (28, прилож. рис. 9.2) и фактическая частота вращения роторов ТК устанавливается ниже 92%.

Уменьшение частоты вращения ротора ТК ниже настроенных приводит к закрытию клапана регулятора и выключению регулятора ТК из работы.

Поскольку настройки регуляторов частоты вращения НВ правого и левого двигателей силовой установки не могут полностью совпадать, а СТ вращаются со строго одинаковой частотой вращения определяемой НВ, то воздействие регуляторов на каждый двигатель будет различным. Тот из регуляторов, который имеет меньшую настройку, произведет более глубокую срезку топлива, и двигатели будут работать на различных режимах. Для ликвидации указанного недостатка в конструкцию НР введен синхронизатор мощности СМ (33), который измеряя давление за компрессором (Р_К) воздействует на расход топлива того двигателя (ведомого), который имеет меньшее давление воздуха за компрессором, увеличивая его режим.

Это вызывает некоторое первоначальное увеличение частоты вращения n_НВ и, следовательно, частоты вращения n_СТ ведущего двигателя, т.е. двигателя с большим давлением Р_К. Для восстановления частоты вращения n_НВ регулятор ведущего двигателя уменьшает его режим.

9.6 SYSTEM FUNCTIONING WITH BOTH POWER PLANT ENGINES OPERATING.

Engine control is performed by means of:

• Engine condition levers (ECL), which influence engine control levers located on engine fuel control (suppl. fig. 9.2 point 22). Engine control levers may occupy any position, thus determining power setting idle to maximum;

• Twist-grip throttle control, made integral with pilot’s collective stick. It allows to move simultaneously both engines control levers within the range of 50° according fuel control scale plate without changing MR collective pitch;

• Collective stick, which changes MR collective pitch φ_{MR min} tо φ_{MR max} and moves simultaneously both engines control levers within the range of 70° according fuel control scale plate.

Position of engine control levers (22) causes readjustment of TC RPM governor, because each engine control lever position change changes available power of engines.

Range of possible TC RPM (and available power) with regard to engine control levers position for conditions Н=0, OAT_max=+15°C are shown at fig 9.3.

At idle power setting engine control lever rests on the stop, limiting idle power. In this case power produced by power plant is not enough to make MR rotate with 95% RPM, which is an operational RPM. Even if MR collective pitch is minimum (φ_{MR min}=1°) MR RPM is n_MR≤65%, and engine power setting is determined by БАРК electronic governor (see fig. 9.3, point 1).

If engine control levers are moved to bigger set angles (after throttle is moved to the right) TC RPM increase and as a result MR RPM increase as well. MR collective pitch remains minimum (φ_{MR min}).

If engine control levers position is α~48° TC RPM increase, thus increasing power, produced by helicopter power plant. This power is enough to make MR rotate with operational RPM, provided MR collective pitch is minimum φ_{MR min}. (see fig. 9.3, point 2). This moment onwards MR RPM is maintained the same n_MR=(95±2)% by MR RPM governors. These governors determine engine power setting.

If throttle is moved to full right position, both engines control levers are set to α=50° position. TC RPM governors are adjusted to maintain n_ТC=92%. This power is higher than the power transferred to MR, because MR collective pitch is minimum (see fig. 9.3, point 3).

Excess power is compensated by MR RPM governors (suppl. fig. 9.2, 28), so the actual TC RPM is lower than 92%.

Decrease of TC RPM below adjusted makes the governor valve close and in such a way TC RPM governor is disabled.

Left hand and right hand engine MR RPM governors adjustment cannot be perfectly matched. However free turbines of both engines rotate with identical RPM, determined be MR. That’s why governors influence on both engines differs. The governor, adjusted for lower power setting decreases fuel supply more, thus engines will operate at different power. Power synchronizer (33) was designed to compensate for this problem. It is essentially one of the fuel control governors. It gauges air pressure behind the compressor (Р_C) and changes fuel supply of the engine (tailing engine), which air pressure is lower to increase its power.

This causes slight increase of MR RPM and as a result TC RPM increases. All these changes cause leading engine (the engine with higher pressure Р_C) free turbine RPM increase. To maintain MR RPM stable leading engine governor decreases its power.

Указанный процесс изображен на рис. 9.4. Увеличению режима ведомого двигателя соответствует переход из точки 2 в точку А, изменению режима ведущего двигателя – переход из точки 1 в точку А.

Рис. 9.3. Зависимость параметров силовой установки от угла поворота РУД

Таким образом, происходит встречный процесс выравнивания Р_К с помощью регулятора частоты вращения НВ ведущего двигателя и СМ ведомого двигателя.

Рис. 9.4. Смещение характеристики регулятора

синхронизатором мощности при совместной работе двух двигателей.

This process is represented at figure 9.4. The increase of trailing engine power is represented by interval between points 2 and A. The change of leading engine power is represented by interval between points 1 and A.

Fig. 9.3. Relation of power plant parameters and engine control levers position

So there is a reciprocal process of power synchronization of two engines. Air pressure behind the compressor (Р_C) is leveled by MR RPM governor of leading engine and power synchronizer of trailing engine.

Fig. 9.4. Influence of power synchronizer

on engine governors with both engines operating

Вследствие различия, в пределах допусков, проточной части обоих двигателей при одинаковых значениях Р_К частоты вращения n_ТК при совместной работе двигателей могут отличаться. Допустимая величина разницы частоты вращения n_ТК на установившихся режимах не должна превышать 2%.

СМ (33, прилож. рис. 9.2) включен последовательно между полостью “Ю” основной дозирующей иглы (54) и регулятором частоты вращения n_НВ (28). Необходимо отметить, что СМ ведущего двигателя участия в регулировании топлива не принимает.

Таким образом, в точке 3 (режим правой коррекции) (см. рис. 9.3) работа силовой установки характеризуется следующими параметрами:

• шаг установки лопастей НВ φ_НВ=1°;

• угол установки РУД α_РУД=55%;

• настройка частоты вращения ротора ТК (при t_вx=+15°C) n_{тк настр.}=94%;

Режим работы силовой установки определяется регулятором частоты вращения НВ, имеющим большую настройку, а работа второго регулятора НВ, имеющего меньшую настройку, корректируется СМ. Регуляторы частоты вращения роторов ТК обоих двигателей участия в работе не принимают, так как фактическая частота вращения n_ТК на 5 – 7% ниже настройки регуляторов. НВ вертолета вращается с частотой вращения n_нв=(95±2)%.

Дальнейшее увеличения угла установки РУД производится рычагом “ШАГ-ГАЗ”, т.е. одновременно с увеличением мощности, потребляемой НВ. При α_РУД=75° настройка регуляторов частоты вращения роторов ТК становится максимальной, равной настройке взлетного режима. (см. рис. 9.3, точка 4).

Мощность, потребляемая НВ в данной точке, характеризующейся φ_НВ=4° по-прежнему менее мощности, задаваемой РУД, и режим работы силовой установки определяется аналогично режиму правой коррекции регулятором частоты вращения НВ.

При дальнейшей загрузке НВ (α_РУД>75%) разница между располагаемой мощностью, заданной регулятором частоты вращения ротора ТК и мощностью, потребляемой НВ, сокращается. При шаге НВ φ_НВ~12° мощность, потребляемая НВ, становится равной взлетной мощности силовой установки (см. рис. 9.3, точка 5).

Дальнейшее затяжеление шага приводит к уменьшению частоты вращения n_НВ до 92 – 93%, что свидетельствует о выходе силовой установки на взлетный режим.

Регуляторы частоты вращения НВ из работы при этом выключаются, и режим определяется ЭРД (контур ТК или контур t_г).

В случае отказа или отключения контура ТК ЭРД режим определяется регулятором частоты вращения ротора ТК НР, контуром ограничения t_г или или ограничителем максимального расхода.

В процессе затяжеления шага НВ поддержание его частоты вращения в заданных пределах достигается при помощи воздействия корректора (27) настройки регулятора частоты вращения НВ (28). Получение максимальной настройки регуляторов частоты вращения роторов ТК при α_РУД>75% обеспечивает в любых эксплуатационных условиях (по скорости, высоте и температуре наружного воздуха) превышение располагаемой мощности над потребляемой НВ, вследствие чего все эксплуатационные режимы силовой установки, кроме взлетного, определяются регуляторами частоты вращения НВ, а сама частота вращения n_нв автоматически поддерживается в пределах (95±2)%.

Корректор (27, прилож. рис. 9.2) настройки регуляторов частоты вращения НВ (28) также ограничивает забросы и провалы частоты вращения n_НВ при резких изменениях шага. Если облегчение или затяжеление шага производится в диапазоне углов α_руд>75%, то настройка регуляторов частоты вращения роторов ТК остается неизменной и

TC RPM of two engines may differ, even if P_C is the same. It is not a failure, if the reason is the above explained difference and the parameter falls within the tolerance range. Tolerance for engine TC RPM split should not exceed 2% at stable power setting.

Power synchronizer (suppl. fig. 9.2 № 33) is connected sequentially into the system between cavity “Ю” of the main metering needle (54) and MR RPM governor (28). Power synchronizer of leading engine does not influence fuel supply.

So at point 3 (throttle position full right) (see fig. 9.3) power plant parameters are:

• MR collective pitch φ_MR=1°;

• Engine control levers position α=55%;

• TC RPM is adjusted to (for OAT=+15°C)

n_{ТC adj.}=94%;

Engines power setting is determined by MR RPM governor that allows bigger fuel supply. Operation of the other MR RPM governor, which opens smaller fuel supply, is controlled by power synchronizer. TC RPM governors of both engines are disabled, because actual TC RPM is 5 – 7% below the range of governors authority. Helicopter MR RPM is n_MR=(95±2)%.

It is necessary to use pilot’s collective stick to increase the position angle of engine control levers more. It means that power consumed by the rotor also increases. If α=75° TC RPM governors adjustment is maximum and equals takeoff power adjustment. (see fig. 9.3, point 4).

Power, consumed by MR in this point, where φ_MR=4° is still less than power setting, determined be engine control levers. So the power setting is defined by MR RPM governor, similar to full right throttle.

If main rotor pitch is increased (α>75%) difference between available power set by TC RPM governor and power consumed by main rotor reduces. If MR collective pitch is φ_MR~12° than power consumed by main rotor equals takeoff power of engines. (see fig. 9.3, point 5).

Further increase of MR collective pitch makes MR RPM drop to 92 – 93%. This indicates that power plant has already developed takeoff power.

Then MR RPM governors are disabled and power setting is controlled by БАРК electronic governor (ТC or PTIT loop).

In case of electronic governor TC loop fails or if it is deenergized the power setting is determined by fuel control TC RPM governor, PTIT limiter loop or maximum fuel consumption limiter.

If MR collective pitch is increased more, its stable RPM is maintained within required limits by MR RPM governor(28) adjustment corrector (27). If TC RPM governors are adjusted for maximum fuel supply α>75% in any ambient conditions available power will be bigger, than power consumed by MR. Also MR RPM remain stable and automatically within the range (95±2)%.

MR RPM governor (28) adjustment corrector (27, suppl. fig. 9.2) also compensates MR RPM spikes and drops due to sharp chanches of collective pitch. If collective pitch changes fall within the range of α>75% of engine control levers movement, than TC RPM governors adjustments remain unchanged,

изменение режима силовой установки будет происходить только после увеличения (или уменьшения) частоты вращения n_НВ под воздействием регуляторов частоты вращения НВ.

Такое запаздывание процессов управления неизбежно приведет к увеличенным забросам (или провалам) частоты вращения n_нв. При наличии корректора (27), одновременно с облегчением шага настройка регулятора частоты вращения НВ (28) уменьшается, и регуляторы дают команду на уменьшение подачи топлива ранее, чем произойдет увеличение частоты вращения НВ. Аналогично, при затяжелении шага регуляторы частоты вращения НВ (28) увеличивают подачу топлива до того, как частота вращения НВ упадет.

Таким образом, введение коррекции настройки регуляторов частоты вращения НВ позволяет сократить динамические забросы (или провалы) НВ. Наличие в системе СМ (33) при некоторых неисправностях двигателей может привести к неконтролируемой раскрутке НВ. Так, например, при нарушении кинематической связи СТ с регулятором частоты вращения НВ (28) последний даст команду на увеличение режима работы двигателя до величины, ограниченной ЭРД. Второй двигатель при этом из-за наличия СМ (33) также увеличит режим работы, что приведет при неизменном шаге НВ к увеличению частоты вращения n_НВ выше допустимого значения. Регуляторы частоты вращения НВ (28) будут не в состоянии уменьшить расход топлива в двигателях, поскольку один из регуляторов не вращается, а второй отключен синхронизатором мощности (33).

Для исключения указанного явления в конструкции НР предусмотрен золотник (31) отключения СМ. При раскрутке НВ до частоты вращения n_нв=(107±2)% золотник (31) НР двигателя с исправным кинематическим приводом отключает СМ, после чего регулятор частоты вращения НВ с исправным кинематическим приводом снижает режим двигателя до малого газа, а второй двигатель продолжает работать на максимальном режиме.

В случае отключения СМ дальнейшее управление силовой установкой производится рычагом “ШАГ-ГАЗ”, при этом поддержание частоты вращения n_НВ в диапазоне (95±2)%обеспечивается регулятором исправного двигателя, а двигатель с отказавшим регулятором вручную переводится на пониженный режим.

На режимах α_руд>75% при отказе одного из двигателей, вследствие сохранения в первоначальный момент шага НВ неизменным, частота вращения n_СТ уменьшается, что приводит к закрытию клапана регулятора частоты вращения НВ и автоматическому выходу работающего двигателя на взлетный режим.

9.7. Возможные регулировки системы в процессе эксплуатации

Таблица 9.1.

and increase of power setting would happen only if MR RPM is changed (increased or decreased) by MR RPM governor.

This time lag in controlling processes cause bigger MR RPM spikes and drops. However the corrector (27), reduces the fuel supply allowed by MR RPM governor (28) simultaneously with MR collective pitch change, so the signal to reduce fuel supply is transmitted into the system earlier, than MR RPM increase happens. In case of MR RPM increase MR RPM governors (28) likewise increase fuel supply before MR RPM drop.

So the incorporation of MR RPM governors reduces dynamic changes of MR RPM. Power synchronizer (33) incorporation may cause uncontrollable increase of MR RPM. For example if kinematic connection of power synchronizer and MR RPM governor (28), MR RPM governor allows the increase of fuel supply so that failed engine develops maximum power limited by БАРК electronic governor. Serviceable engine due to the functioning of power synchronizer (33) would also increase power setting. If MR collective pitch remains the same, then MR RPM increase over allowed limit. MR RPM governors (28) are unable to decrease fuel supply to the engines, since one failed and another is disabled by power synchronizer (33).

To prevent this a slide valve (31) was introduced to disconnect power synchronizer. If MR RPM reach n_MR=(107±2)% the slide valve (31) in fuel control of serviceable engine disconnects power synchronizer, and then MR RPM governor with intact drive reduces engine power setting to idle, while another engine still runs at maximum power.

In case power synchronizer was disabled, engines are controlled by means of collective stick. In this case MR RPM are maintained stable within the range of (95±2)% by the governor of serviceable engine. The failed engine should be transferred to lower power setting manually.

If single engine failure happens with set angles of engine control levers for the current power setting α>75%, free turbine RPM slightly decrease because MR collective pitch remains the same. This makes MR RPM governor valve close and because of this operating engine develops takeoff power.

9.7. LIST OF ADJUSTMENTS ALLOWED IN SERVICE

Таble 9.1.

9.8. Возможные неисправности системы регулирования подачи топлива

Таблица 9.3.

9.8. POSSIBLE MALFUNCTIONS OF FUEL SUPPLY CONTROL SYSTEM

Таble 9.3.

Глава 10. Система запуска

10.1 Общие сведения

Воздушная система запуска (рис. 10.1) служит для запуска двигателя на земле и в воздухе, холодной прокрутки, ложного запуска и прекращения запуска. Включает в себя: систему раскрутки (вспомогательную силовую установку ВСУ, воздушный стартер), систему зажигания и автоматическую панель запуска.

Раскрутку роторов турбокомпрессора двигателя производит воздушный стартер СВ–78 сжатым воздухом от двигателя ВСУ. После запуска ВСУ и нажатия кнопки “ЗАПУСК” основного двигателя АПД–78А выдает сигналы на включение стартера СВ–78 и агрегата зажигания. При этом загорается табло “Р ВОЗДУХА ЗАПУСКА”.

Окончание цикла запуска имеет следующие варианты:

• по n_ТК=60…65% – насос регулятор отключает стартер;

• по времени, если двигатель не наберет n_ТК=60…65%, то на 55-й секунде АПД–78А отключается;

• при n_ТК66% запуск двигателя прекращается вручную (закрытием стопкрана);

если не происходит автоматическое отключение СВ–78БА то выключается ВСУ.

CHAPTER 10. START UP SYSTEM

10.1 Main data

The starting system of the air type is used to start up the engines on the ground and in the air, for cold cranking, false start up and to abort starting.

It comprises the system which starts rotation of the engine rotor (APU, CB-78 air starter), ignition system and АПД-78А system of automatic starting sequence.

СВ–78 air starter starts turbo compressor rotors rotation using compressed air provided by APU. After APU start up and after main engine start button was pressed АПД–78А system of automatic starting sequence activates СВ–78 air starter and ignition system. This is indicated by “START UP AIR PRES” light illumination.

The automatic sequence may be disengaged: The engine start up may finish:

– if TC RPM = 60…65% – fuel control disengages air starter;

• after 55 seconds АПД–78А system of automatic starting sequence is disengaged by timer even if TC RPM are below 60…65%;

• if TC RPM are 66% engine start up should be stopped by crewmembers (by closing shut off levers);

if СВ–78 air starter is not disengaged automatically, APU should be shut down.

Рис. 10.1. Система воздушного запуска основных двигателей.

10.2 Воздушный стартер св–78ба.

Стартер (см. прилож. рис. 10.2) служит для раскрутки ротора турбокомпрессора. Состоит из командного агрегата, воздушного клапана, турбины и редуктора.

Командный агрегат управляет воздушным клапаном и поддерживает Р_в const перед турбиной. Воздушный клапан открывает и закрывает доступ воздуха к турбине. Внутри командного агрегата смонтированы контакты, включающие табло “СВ–РАБОТАЕТ” и центробежный датчик отключения стартера по предельным оборотам. Турбина – осевая, одноступенчатая. Редуктор – планетарный, двухступенчатый, с передаточным числом i=8,9.

Стартер работает следующим образом:

1. Перед запуском воздушный клапан стартера закрыт, так как давление воздуха на поршень с двух сторон одинаково (электромагнитный клапан открыт).

2. При нажатии на кнопку “запуск” электромагнитный клапан закрывается, что приводит к плавному открытию воздушного клапана и подаче воздуха от ВСУ на турбину стартера. Плавность открытия клапана определяется стравливающим жиклером. Одновременно воздушный клапан, открываясь, замыкает контакты и включает табло “Р ВОЗДХА ЗАПУСКА”. Турбина стартера, раскручиваясь, через редуктор раскручивает ротор турбокомпрессора основного двигателя.

3. Командный агрегат, по линии обратной связи (ограничитель со штоком) поддерживает перед турбиной Р_в const. Это обеспечивается прикрытием воздушного клапана воздухом, поступающим через ограничитель по обводному каналу.

4. В конце запуска СВ–78 обесточивается, электромагнитный клапан открывается, что приводит к закрытию воздушного клапана, и он отсекает подачу воздуха к турбине. Табло гаснет.

5. Команда на отключение СВ–78 может быть подана от микровыключателя насоса- регулятора, автоматической панели АПД–78А, и кнопки “ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА”.

Если в процессе запуска обороты турбины СВ–78 достигнут предельной величины, центробежный датчик, замыкая контакты, отключит электромагнитный клапан стартера и воздушный клапан закроется, что приведет к прекращению работы стартера.

Fig. 10.1. Main engines air start up system.

10.2 СВ–78БА AIR STARTER.

Its purpose is to start rotating the rotor of the turbo compressor. It consists of a command unit, an air valve; a turbine and a reduction gear (see. suppl. fig.10.2).

The command unit controls operation of the air valve and maintains constant air pressure before the turbine. Inside there are contacts which connect the signal light “AIR STARTER OPERATING” and centrifugal transmitter disconnecting the air starter according to maximum permitted RPM.

The turbine is of axial type, single-stage. The reduction gear is of planetary type, two-stage. Its gear ratio is 8.9.

The starter operation:

1. Before start up the air valve of the air starter is closed because air pressure from both sides of the valve is the same (the solenoid valve is open).

2. When “Start” push button is pressed the solenoid valve will close.

The air valve will open smoothly and the air will be delivered to the turbine of the starter from the APU. Smooth opening of the air valve is controlled by means of the air jet.

Simultaneously the air valve opens, closes its contacts and connects the signal light “AIR STARTER OPERATING”. The turbine of the starter will begin rotating and through a reduction gear it will transmit rotation to the turbo compressor rotor of the engine..

3. The command unit maintains air pressure constant before the turbine due to feed back line (a limiter with a rod). It is ensured due to closed position of the air valve which is closed by the air supplied through the limiter.

4. At the end of the starting process the air starter is de-energized and solenoid valve opens. It will cause closing of the air valve which cuts air supply to the turbine. The signal light goes OFF.

5. The signal for disconnection of the air starter can be supplied either from the micro switch of the fuel pump-regulator or from the automatic starting panel and engine start abort push button.

If during the process of start up the air starter RPM reach the maximum value the centrifugal transmitter will close its contacts and disconnect the solenoid valve of the air starter and the air valve will close.

10.3 Система зажигания

Система – низковольтная, емкостная. Включает в себя агрегат зажигания СК–22–2К, (рис. 10.3а) запальные свечи СП–26П3Т (рис. 10.3в).

На 4-й секунде запуска двигателя АПД–78А включает агрегат зажигания. По двум проводникам подается U=900…1200 В на две запальные свечи, поджигающие ТВС (топливно-воздушную смесь). Одновременно от воздушного стартера воздух подается к клапану наддува и от него – во второй контур форсунок, что улучшает распыл топлива, подаваемого на первый контур и его поджиг. После поджига и по достижении в первом контуре Р_т =5…6 кгс/см² клапан наддува закрывается. АПД–78А снимает питание с агрегата зажигания.

Рис. 10.3. Схема системы зажигания:

а) агрегат зажигания СК–22–2К;

в) запальная свеча СП–26П3Т: 1 – центральный электрод; 2 – контактный сердечник; 3 – корпус; 4 – полупроводник; 5 – боковой электрод.

10.3 Ignition system

Ignition system is a low voltage capacitor discharge system. It consists of ignition unit СК–22–2К, (fig. 10.3а) spark plugs СП–26П3Т (fig. 10.3в).

At the 4^th second the system of automatic starting sequence activates the ignition unit. Voltage = 900…1200V is supplied through two wires to 2 ignition plugs to ignite the fuel-air mixture. Simultaneously the air is supplied from the air starter to the supercharging valve and then to the 2^nd channel of the fuel nozzles improving spray of fuel delivered to the first channel. The purpose of the supercharging valve is to improve ignition of the air and fuel mixture. After fuel ignition when pressure in the first channel is increased to 5…6 kg/sm² the supercharging valve is closed and air supply to the 2 channel is stopped. АПД–78А system of automatic starting sequence deenergizes ignition unit.

Fig. 10.3. Ignition system schematic:

а) СК-22-2К ignition unit;

в) СП-26ПЗТ spark plug:1 – central electrode, 2 – contact pin, 3 – casing, 4 – semiconductor,

5 – side electrode.

Глава 11. Эксплуатация двигателя

11.1 Запуск двигателей

• Очередность запуска двигателей определяется в зависимости от направления ветра и равномерности выработки ресурса двигателями. Первым запускается двигатель с подветренной стороны.

• Перед запуском поставьте переключатель рода работ в положение "ЗАПУСК", а переключатель "ЛЕВ - ПРАВ" на запускаемый двигатель. Убеди­тесь в том, что пожарные краны находятся в положении "ОТКРЫТО" и нaжмитe пусковую кнопку на 2...3 с, после чего переведите рычаг крана останова запускаемого двигателя в положение "ОТКРЫТО".

• Двигатель должен выйти на обороты малого газа за время не более 60 с. В процессе запуска должны гореть табло "АВТОМАТ. ВКЛЮЧЕНА" и "СТАРТЕР РАБОТАЕТ". По окон­чании цикла работы табло должны погаснуть (табло "АВТОМАТ. ВКЛЮЧЕНА" - через 30 с, табло "СТАРТЕР РАБОТАЕТ" - при достижении оборотов турбокомпрессора 60...65%).

• В процессе запуска необходимо следить:

• за напряжением аэродромного (бортового) источника питания;

• за нарастанием давления масла в двигателе и в главном редукторе;

ПРИМЕЧАНИЕ: При оборотах турбокомпрессора более 45 % давление масла в двигателе должно быть не менее 1 кгс/см².

• за оборотами турбокомпрессора;

• за нарастанием температуры газов перед турбиной;

• за давлением воздуха в магистрали запуска;

• за устойчивой работой сигнальных табло "ДАВЛ МАСЛ НОРМА", "ОБОРОТЫ НОРМА", "СТАРТЕР РАБОТАЕТ";

• за отключением воздушного стартера при оборотах турбокомпрессора запускаемого двигателя 60...65 %.

При обнаружении ненормальных показаний приборов или получении команды наблюдающего выключите двигатель (закройте кран останова и нажмите кнопку "ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА").

• После выхода запускаемого двигателя на режим малого газа необ­ходимо проверить параметры его работы, которые должны быть:

• обороты турбокомпрессора - согласно графику рис. 1.4;

• температура газов перед турбиной - согласно графику рис. 1.4;

• давление масла в двигателе - не менее 2 кгс/см²;

• давление масла в главном редукторе - не менее 0,5 кгс/см².

• Установите переключатель "ЛЕВ - ПРАВ" в положение запуска второго двигателя и произведите его запуск в аналогичном порядке.

После запуска двух двигателей и выхода их на режим малого газа обороты несущего винта должны быть 55...70 %.

• После запуска двигателей ТВЗ-117ВМ выключите двигатель АИ-9В, предварительно ох­ладив его на режиме холостого хода в течение 0,5... 1,0 мин.

ПРИМЕЧАНИЕ: Если запуск двигателей производится с использованием только борто­вых аккумуляторов, то двигатель АИ-9В не выключать до окончания прогрева двигателей и достижения оборотов несущего винта выше 80 %. Для питания необхо­димых потребителей электроэнергией на режиме малого газа включите генератор СТГ-3, установив выключатель "РЕЗЕРВ. ГЕНЕР." и "ПРОВЕРКА ОБОРУД." в положение "ВКЛ".

11. ENGINES OPERATION

11.1 Engines start up

• Wind direction and engines service life define which engine to start up first. Engine on the leeward side is started first.

• Before start up put the switch for choosing start up sequence into the position “Start” and the selector switch “LEFT – RIGHT” into the required position. Make sure engine low pressure valves are opened and press start button for 2...3 seconds, then move this engine shut off valve into position “Opened”.

• Engine should reach idle power RPM not less than in 60 seconds. During start up process the lights “AUTOM CONTROL ON” and “STARTER ON” should be illuminated. After automatic sequence is over, the lights should go off (“AUTOM CONTROL ON” light should go off in 30 seconds and the light “STARTER ON” should go off at n_TC 60...65%).

• During start up process it is necessary to monitor:

• ground power or helicopter power source voltage;

• the increase of oil pressure in engine and main gearbox;

Note: If n_TC is over 45 % required engine oil pressure should be not less than 1 kgf/сm².

• turbo compressor RPM (n_TC);

• the increase of PTIT;

• APU air pressure;

• stable illumination of the lights “Oil press normal”, “RPM normal”, “starter on”;

• air starter disengagement at 60...65 % RPM of the starting engine.

If any instrument reading are abnormal or on receiving the ground monitoring personnel shut down the engine by closing engine shut off lever and pressing the “Start discontINUE” button.

• After the engine reached idle power it is necessary to monitor its parameters:

• turbo compressor RPM (n_TC) – as calculated according the graph fig. 1.4;

• PTIT - as calculated according the graph fig. 1.4;

• Engine oil pressure – not less than 2 kgf/сm²;

• Main gearbox oil pressure - not less than 0,5 kgf/сm².

• Set engine selector switch “LEFT – RIGHT” into the position required for the start up of the second engine and perform the same procedure.

After both engines start up and with both engines running at idle MR RPM should be 55...70 %.

• After start up of ТВЗ-117ВМ engines cool down АИ-9В APU at idle power for not less than 0,5... 1,0 minutes and then shut down APU.

NOTE: If engines start up is performed with helicopter batteries as the source of power, do not shut down APU till complete engine warm up and after MR RPM reached 80%. For energizing the required appliances at idle use СТГ-3 standby generator by putting the switch “STBY GEN” and “equipment test switch”(EMERG RECTIF BYPASS) in “ON” position.

Bo время работы двигателей ТВЗ-117ВМ следите за сигнальным табло ИВ-500Е измерителя вибраций.

В зимних условиях при температуре масла в двигателях ниже -40 °С двигатели и редуктор перед запуском подогрейте горячим воздухом температурой не выше 80 °С. Время подогрева должно быть равно времени, необходимому для подогрева масла в поддоне редуктора до температуры -15 °С, но не менее 20 мин.

Для обеспечения надежного запуска двигателей в зимних условиях при температуре наружного воздуха -5 °С и ниже после продолжительной стоянки вертолета (сутки и более) перед запуском произведите холодную прокрутку двигателей.

Запуск двигателя прекратите нажатием на кнопку "ПРЕКРАЩ. ЗАПУСКА" и закрытием крана останова в следующих случаях:

• температура газов перед турбиной компрессора возрастает выше указанной на графике 1.4;

• в процессе выхода на режим малого газа прекращается нарастание оборотов турбокомпрессора ("Зависание") на время более 3 с;

• отсутствует давление масла в двигателе или в главном редукторе, а также, если давление масла в двигателе менее 1 кгс/см² при оборотах турбокомпрессора более 45 %;

• не происходит воспламенения топлива (отсутствует нарастание температуры газов перед турбиной);

• появляется течь масла или топлива;

• из выходной трубы выбрасываются языки пламени;

• при оборотах турбокомпрессора 60...65% запускаемого двигателя не произошло отключения воздушного стартера (табло "СТАРТЕР РАБОТАЕТ" продолжает гореть);

• двигатель не выходит на обороты малого газа в течение 60 с;

• нет раскрутки несущего винта при достижении оборотов турбокомпрессора 20...25%;

• ударное включение муфты свободного хода ("МСХ"), сопровождающееся резким звуком в районе главного редуктора и встряской вертолета;

• давление масла на входе в двигатель при выходе его на режим малого газа менее 2 кгс/см² или в главном редукторе менее 0,5 кгс/см²;

• при необходимости выключения двигателя АИ-9В;

• подана команда наблюдающего о прекращении запуска.

ПРИМЕЧАНИЕ:

• Запускать двигатели можно только при скорости ветра, не превышающей величин, указанных в РЛЭ.

• Повторный запуск двигатлей разрешается производить только после полной остановки турбокомпрессора двигаться, а в случае прекращения запуска из-за невоспламенения топлива или из-за повышенной температуры газов - после холодной пpoкpутки.

• Запускать двигатель с неисправными приборами контроля его работы запрещается.

• Повторные запуски разрешается производить только после выявления и устранения причин ненормального запуска, при этом перед последующим запуском произведите холодную прокрутку двигателя (продувку).

• Количество выполняемых подряд повторных запусков двигателя и время между ними не должны превышать величин указанных в РЛЭ.

• При наличии льда на входных устройствах ПЗУ двигателей и лопастях несущего и хвостового винтов запускать двигатели запрещается.

• При температуре наружного воздуха -5 °С и ниже при наличии повышенной влажности (изморозь, мокрый снег) обогрев двигателей и их воздухозаборников включайте сразу после запуска двигателей.

• При запуске двигателя с закрытыми пожарными кранами дальнейшая эксплуатация насоса-регулятора не разрешается.

While engines ТВЗ-117ВМ operate monitor the vibration indicator signal lights.

In winter season if engine and main gear box oil temperature is below -40 °С preheat engines and the gearbox with hot air of not more than 80 °С temperature. Preheat time should be enough to heat oil in the main gear box oil sump up to -15 °С but not less than 20 minutes.

To ensure successful engine start up in winter period with OAT -5 °С and lower after engine was inoperative for a long time (24 hours and longer) perform cold crank before engine start up.

Abort engine start up press the “Start discontINUE” button and closing engine shut off valves if:

• PTIT increases over the limit calculated according the graph 1.4;

• turbo compressor RPM increase stop before engine reached idle power ("hang start") longer than 3 seconds;

• no increase of engine or gear box oil pressure or if engine oil pressure is less than 1 kgf/сm² at n_TC over 45 %;

• fuel is not ignited (no increase of PTIT);

• oil or fuel leak is detected;

• flame goes out of the exhaust duct;

• at turbo compressor RPM 60...65% of the starting engine air starter is not disengaged (the light “STARTER ON” remains illuminated);

• engine does not reach idle power RPM in 60 seconds;

• MR RPM increase does not start when turbo compressor RPM reaches 20...25%;

• free wheeling clutch is engaged with an impact followed by a loud sound produced by the main gear box and shaking of the helicopter;

• engine oil pressure is below 2 kgf/сm² or if the main gear box oil pressure is less than 0,5 kgf/сm² at idle power;

• if APU should be shut down;

• ground monitoring personnel requires to shut down the engine.

NOTE:

• Engine start up is possible only on condition wind speed does not exceed the limits indicated in the flight manual.

• Next engine start up after engine start was aborted is allowed to perform after complete stop of the engine turbo compressor; if engine start up was aborted due to fuel ignition failure or PTIT spike next start up is performed only after cold crank.

• It is prohibited to start up the engine if any engine related instrument is not serviceable.

• Successive engine start ups may be performed only if the reason of engine failed start up was detected and fixed. In this case it is recommended to perform engine cold crank before start up.

• The number of successive start ups and the interval between them should not exceed the limits indicated in the flight manual.

• It is prohibited to start up engines if there is an ice built-up at engines inlets, particle separators, main rotor and tail rotor blades.

• In case OAT is -5 °С and below and the presence of visible moisture (wet snow, frost mist) engines anti-icing system should be activated immediately after engine start up.

• If engine start up was performed with low pressure valves closed engine fuel control unit must be replaced.

• Запрещается до выхода запускаемого двигателя на обороты малого газа переводить переключатель запуска двигателей другого двигателя в положение "запуск".

• При температуре наружного воздуха +5 С и ниже прокрутите роторы компрессора и свободной турбины двигателя не прикладывая больших усилий. При примерзании лопаток ротора компрессора или при наличии обледенения на деталях двигателя прогрейте двигатель горячим воздухом температурой не выше 80 С, используя при этом наземные подогревательные средства. Горячий воздух подводите в газовоздушный тракт двигателя. После прогрева убедитесь в легкости вращения роторов и отсутствии льда.

Прогрев силовой установки производите на режиме малого газа (рычаг "ШАГ - ГАЗ" - на нижнем упоре, рукоятка коррекции - полностью влево, рычаги раздельного управления - в среднем положении на защелке).

В процессе прогрева силовой установки следите за показаниями приборов работы контроля силовой установки. Показания приборов должны соответствовать данным, указанным в табл. 1.2.

Время подогрева во всех случаях должно быть не менее 1 мин.

Вывод двигателей с режима малого газа на повышенные режимы разрешается после достижения температуры масла на выходе из двигателя +30 °С и в главном редукторе - не ниже -15 °С.

11.2 Опробование двигателей

• После того, как убедитесь в том, что двигатели и редуктор прогреты, а все агрегаты работают нормально, приступите к проверке оборудования и опробованию двигателей.

• Введите правую коррекцию, выключатели генераторов переменного тока и выпрямительных устройств установите в положение "ВКЛ". После отключения наземных источников питания установите выключатель "АЭР. ПИТАНИЕ" в положение "ОТКЛ", убедившись в погасании табло "ШРАП ПОДКЛ.". Проверьте напряжение генераторов (должно быть 200...205 В), выпрямительных устройств ВУ-6А (должно быть 27...29 В) и трансформатора (должно быть ~115В).

• Произведите проверку частичной приемистости двигателей (частичная приемистость - двигателей проверяется с режима малого газа до оборотов турбокомпрессора на 1...1,5 % ниже оборотов правой коррекции), для чего:

• плавно введите правую коррекцию и зафиксируйте обороты;

• плавно переведите двигатели на режим малого газа и вновь введите правую коррекцию за время 1...2с, замерив время с момента перемещения коррекции вправо до достижения оборотов турбокомпрессора на 1...1,5 % ниже оборотов правой коррекции, при этом температура газов не должна превышать значений, указанных на графике рис. 1.9.

Время частичной приемистости должно находиться в пределах 3...6 с.

• Проверьте исправность и работу регулятора ЭРД-ЗВМ, для чего при работе двигателей на режиме малого газа:

• установить выключатели "ЭРД ЛЕВ, ПРАВ" в положение "ВКЛ";

• установить переключатели "КОНТРОЛЬ. СТ1 - РАБОТА - КОНТРОЛЬ - СТ2 в положение КОНТРОЛЬ СТ1";

• плавно повернуть рукоятку коррекции вправо после чего при минимальном шаге НВ рычагами раздельного управления двигателями увеличить обороты НВ до момента загорания табло желтого цвета "ПРЕВ n_СТ ЛЕВ ДВ" и "ПРЕВ n_СТ ПРАВ ДВ" на левой приборной доске, загорание табло должно происходить при n_НВ = (91,5 ± 2) %;

• It is prohibited to set the “START-CRANK” switch into start position for the inoperative engine before preceding engine reaches idle power.

• If OAT is +5 С and lower perform manual crank of the turbo compressor and free turbine rotors without applying much force. If rotor blades froze to the casing or if ice was detected on any engine component preheat engine with hot (not higher than 80С temperature) air by means of groung heater Hot air should be directed into the engine air duct. After preheating make sure rotors rotate freely and that there is no ice.

Engines should be warmed up at idle (collective pitch control lever in full down position, throttle – full left position, ECL – latched in neutral position).

In the process of engine warm up monitor the readings of powerplant related instruments. Instrument readings should fall within the limits indicated in table 1.2.

On any conditions engine warm up time must be not less than 1 minute.

It is allowed to transfer engines from idle power to higher power settings only if engine hot oil temperature reaches +30 °С and main gear box oil temperature is not lower than -15 °С.

11.2 Engine run up.

• After making sure engines and gear box are warmed up properly and all the systems operate normally, start equipment tests and perform engine run up.

• Move throttle full right, put AC generators and rectifiers switches into “ON” position. After switching off the ground power units set the “EXT PWR” into “OFF” position and make sure that the light “EXT PWR ON” went off. Check generators voltage (should be 200...205 V), rectifiers ВУ-6А voltage (should be 27...29V) and transformer voltage (should be ~115В).

• Perform engine partial acceleration test (engine partial acceleration time is the time that takes the engine to increase RPM from idle to RPM 1...1,5 % lower than engine RPM with throttle in full right position):

• Slowly move throttle full right and monitor RPM;

• Slowly transfer engines back to idle power and then move throttle full right in 1...2 seconds. Track the time from the moment of throttle rotation to the right till turbo compressor reaches RPM 1...1,5 % lower than engine RPM with throttle in full right position. Also monitoe PTIT, which should not exceed the limit indicated at graph fig. 1.9.

Engine partial acceleration time should be 3...6 seconds.

• Test engine electronic governor ЭРД-ЗВМ for serviceability and proper functioning. For the test, at idle power:

• put the left and righr side electronic governor switches in “ON” position;

• put the switches “FT1 – ON – FT2” in FT1 position;

• slowly move throttle full right. Than with minimum main rotor collective pitch increase main rotor RPM till the yellow lights “FT RPM overspeeding LFT/RGT ENG” illuminate on the left side instrument panel by moving ECL. The lights should illuminate at main rotor RPM 91,5 ± 2 %;

• плавно уменьшить обороты НВ на 5...7% (но не менее 88%), при этом табло "ПРЕВ n_СТ ЛЕВ ДВ (ПРАВ ДВ)" должны гореть;

• установить переключатели "КОНТРОЛЬ СТ1 - РАБОТА - КОНТРОЛЬ СТ2" в положение "РАБОТА", табло "ПРЕВ n_СТ ЛЕВ ДВ (ПРАВ ДВ)" должны погаснуть;

• установить переключатели "КОНТРОЛЬ СТ1 - РАБОТА - КОНТРОЛЬ СТ2" в положение "КОНТРОЛЬ СТ2" и произвести проверку аналогично проверке в положении "КОНТРОЛЬ СТ1".

После проверки ЭРД по контуру СТ установить переключатели "КОНТРОЛЬ СТ1 - РАБОТА - КОНТРОЛЬ СТ2" в положение "РАБОТА".

ПРИМЕЧАНИЕ: Если при проверке исправности контура СТ ЭРД при достижении оборотов НВ 91,5±2% табло "ПРЕВ N_СТ ЛЕВ (ПРАВ) ДВ" не загорится или горит неустойчиво (мигает), эксплуатация двигателя с ЭРД до выяснения причины и устранения неисправности запрещается.

Проверьте работоспособность ПЗУ, для чего:

• переключатель "ПЗУ ДВИГАТ. ЛЕВ. ПРАВ" на правой боковой панели электропульта летчиков установить в положение "ВКЛ", при этом загорятся табло "ЛЕВ ПЗУ ВКЛЮЧЕН", "ПРАВ ПЗУ ВКЛЮЧЕН" и температура газов перед турбиной повысится на 10...15°С.

ПРИМЕЧАНИЕ. Проверка работоспособности ПЗУ производится на режиме правой коррекции.

Проверьте диапазон перенастройки оборотов несущего винта, для чего:

• установите рычагом "ШАГ - ГАЗ" по УШВ 3 и убедитесь в том, что рукоятка коррекции находится в крайнем правом положении, а температура масла в главном редукторе не ниже 30 °С;

• отклоните переключатель перенастройки на рычаге "ШАГ - ГАЗ" вниз и после прекращения изменения оборотов несущего винта по указателю проверьте их величину. Обороты должны составлять 91±2 %;

• отклоните переключатель вверх и убедитесь в том, что обороты несущего винта составляют 97%.

Если верхний предел оборотов несущего винта 97⁺²_-1 не будет достигнут, прогрейте масло в главном редукторе до температуры 40...50 °С и повторите проверку. После проверки диапазона перенастройки установите переключателем перенастройки обороты несущего винта 95 % и отклоните рычаг "ШАГ - ГАЗ" вниз до упора.

• Для проверки работоспособности двигателей и их систем установлены следующие виды опробования двигателей:

• совместное опробование двигателей с выходом на режим, при котором исключается отрыв вертолета;

• раздельное опробование двигателей с выходом на чрезвычайный и взлетный режимы, при этом неопробуемый двигатель должен быть выключен;

• проверка работы двигателей на висении.

Первый вид опробования производится при проверке работоспособности двигателей и их систем в начале летного дня (ночи).

Второй вид опробования производите после замены или регулировки агрегатов силовой установки, несущего и рулевого винтов, после выполнения регламентных работ, а также после устранения неисправности, появившейся в полете.

Третий вид опробования производите в целях проверки совместной работы двигателей, а также для проверки исправности и работоспособности силовой установки перед каждым полетом.

• slowly decrease main rotor RPM 5...7% (but not below 88%). Make sure the lights “FT RPM overspeeding LFT/RGT ENG” are on;

• put the switches “FT1 – ON – FT2” in ON position. Make sure the lights “FT RPM overspeeding LFT/RGT ENG” are off.;

• put the switches “FT1 – ON – FT2” in FT2 position and perform the same procedure as described above for position FT1.

After testing free turbine RPM loop of electronic governor put the switches “FT1 – ON – FT2” in “ON” position.

NOTE: If during electronic governor free turbine RPM loop test the lights “FT RPM overspeeding LFT/RGT ENG” remains off or flashes when main rotor RPM reach 91,5±2%, engine with this electronic governor is not allowed to use till the failure is fixed.

Test particle separators for serviceability:

• move the switch “engine dust prot” on the left overhead panel in “ON” position and make sure “LFT/RGT PZU ON” illuminate and PTIT increases 10...15°С.

NOTE: Particle separator test is performed with throttle in full right position.

Check engine trim switch operation:

• set MR collective pitch 3 using collective lever and verify this by MR pitch indicator and make sure throttle is set to full right position and main gear box oil temperature is over 30 °С;

• move engine trim switch down and hold till MR RPM are stable. Then check exact MR RPM according MR RPM indicator. It should be 91±2 %;

• move engine trim switch up and make sure MR RPM is 97%.

If MR RPM maximum value is below 97⁺²_-1 cannot be reached, warm up oil in the main gear box up to the temperature 40...50 °С and perform the test again. After engine trim switch test set MR RPM to 95 % and move collective pitch lever to full down position.

• There are several engine test procedures for testing engine’s serviceability and their systems operation:

• both engine test up to the power setting at which helicopter still remains on the ground;

• separate engine test with achieving takeoff and emergency power settings. In this case the engine, which is not tested should be shut down;

• engines’ test at hovering.

The first test procedure is performed to test engines’ and their systems at the beginning of the flight day/night.

Second test procedure is performed after any power plant component was replaced or adjusted, if main or tail rotors were replaced, after phase maintenance, after any repair, required after the failure or malfunction in flight.

Third kind of test procedure perform to test engines combined operation and for the pre-flight test.

Для совместного опробования двигателей с выходом на режим, при котором исключается отрыв вертолета, выполните следующее:

1. убедитесь в том, что двигатели и главный редуктор прогреты. Проверьте исправность ЭРД по контуру СТ;

2. переведите рукоятку коррекции в крайнее правое положение;

3. установите переключателем перенастройки на рычаге общего шага обороты несущего винта 95 %;

4. увеличьте мощность двигателей до режима, при котором исключается отрыв вертолета путем перемещения рычага общего шага несущего винта вверх;

Убедитесь в плавном перемещении рычагов общего шага несущего винта и в исправной работе гидравлической муфты его расстопаривания.

5. убедитесь в том, что при перемещении рычага общего шага несущего винта вверх происходит увеличение режима работы двигателей;

6. установите рычаг общего шага несущего винта вниз до упора;

Убедитесь в том, что режим работы двигателей установился, запомните значение числа оборотов двигателей на этом режиме и поверните рукоятку коррекции в крайнее левое положение, соответствующее режиму работы двигателей на малом газе. Проработайте на этом режиме 1 мин.

7. проконтролируйте параметры работы силовой установки, которые должны соответствовать значениям, указанным в табл. 1.2. График совместного опробования двигателей представлен на рис. 11.1.

Пpoизвeдитe раздельное опробование двигателей с выходом на взлетный режим. Опробование производите при ветре спереди или под углом до 20° справа спереди.

Для раздельного опробования двигателей с выходом на взлетный режим вертолет загрузите до массы не менее 13500 кг.

В процессе опробования двигателей произведите проверку правильности показаний измерителя режимов ИР-117М, для чего:

Установите номинальный режим работы двигателя, соответствующий числу оборотов турбокомпрессора на 0,5 % выше значений, приведенных в графике “С” (рис. 1.7) для соответствующей температуры атмосферного воздуха.

Убедитесь в том, что боковой индекс измерителя проверяемого двигателя находится в верхней половине центрального индекса "Н".

To perform engine combined operation at which helicopter stays on the ground perform:

8. make sure engines and main gear box are warmed up. Test normal operation of free turbine RPM limiter loop of electronic governor;

9. move throttle to full right position;

10. set MR RPM to 95 % by using engine trim switch;

11. increase engines power setting by moving collective pitch control lever up, but make sure that helicopter remains on the ground;

make sure both collective pitch control levers move smoothly end easily and collective lever friction clutch operates normally.

12. make sure that engines’ power increases when collective pitch control lever is moved up;

13. set collective pitch control lever to full down position;

Make sure engines’ parameters are stable, check engine RPM at this power setting and move throttle to full left position, which corresponds to idle power. Run engines at this power for 1 minute.

14. monitor engines’ parameters. They should be within the limits indicated in fig. 1.2. The diagram of engines combined operation test is shown at pic. 11.1.

Perform engine separate operation test with achieving takeoff power. The test should be performed with the head wind or maximum 20° right-front wind.

To perform engine separate operation test with achieving takeoff power load helicopter over 13500 kg weight.

During the test check the operation of engine pressure ratio indicator ИР-117М:

Set nominal power setting for the engines with engine RPM 0,5 % higher than the RPM indicated in the graph “С” (fig. 1.7) for the actual OAT.

Make sure the indicator side index of the tested engine is aligned with the middle index "Н" triangle upper part.

Рис. 11.1. График совместного опробования двигателей при проведении предполетной подготовки

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. Заданный режим по, числу оборотов турбокомпрессора из графика "С" определяется по формуляру двигателя.

2. При отклонении бокового индекса от заданного диапазона на контролируемом режиме измеритель режимов подрегулируйте. Установку и контроль режимов работы двигателей производите по указателю измерителя режимов ИР-117М, не допускается превышение оборотов турбокомпрессора и температуры газов выше максимально допустимых для заданного режима.

При отказе измерителя режимы работы двигателей устанавливайте и контролируйте по величине оборотов турбокомпрессора.

При опробовании двигателей на земле в условиях обледенения после выхода на малый газ вручную включите противообледенительную систему двигателей. После прогрева двигателей до температуры масла на выходе из двигателей не ниже +30 С и температуры масла на входе в редуктор не ниже -15 °С дальнейшую работу производите на оборотах ротора турбокомпрессора не ниже 80 %.

В процессе опробования двигателей следить за показаниями приборов контроля работы силовой установки и в случае каких-либо отклонений производить останов двигателей.

Если в предстоящем полете возможно обледенение проверить работоспособность противообледенительной системы.

Fig. 11.1. Engine combined preflight test diagram

NOTE:

1. The required RPM for the power setting is calculated according to the graph “C” in the engine manual graph.

2. If engine pressure ratio indicator readings are different from required adjust the instrument. Set and monitor engine power setting against engine pressure ratio indicator ИР-117М. The exceed of engine RPM and PTIT over maximum allowed for the established power setting is not allowed..

In case of engine pressure ratio indicator failure set and monitor engines power setting against MR RPM indicator.

If engines are tested on the ground in icing conditions, activate engines’ anti-icing system manually after reachind idle power. After engines warm up up to the engine oil temperature above +30 С and main gear box oil pressure above -15 °С all further tests perform with engine RPM not lower than 80 %.

In the process of engines’ tests monitor all engines’ parameters and in case any parameter is beyond the limits shut down the engines.

If there is a possibility of icing in flight, test the normal operation of the anti-icing system.

Если предстоящий полет не связан с выполнением особо срочного задания, после опробования двигателей выключить все потребители электроэнергии, кроме приборов, контролирующих работу силовой установки, убрать коррекцию полностью влево, охладить двигатели на режиме малого газа в течении 1...2 мин летом и 2...3 мин зимой. И провести останов двигателей.

Перед включением двигателей ручку управления вертолетом установите примерно на 1/3 хода на себя. После охлаждения двигателей дайте команду бортовому технику на останов двигателей.

11.3. Останов двигателей

• перед установкой режима малого газа выключите потребители электроэнергии, за исключением тех, которые необходимы для обеспечения работы и контроля за работой двигателей;

• после охлаждения двигателей на оборотах малого газа остановите двигатели переводом рычагов кранов останова в положение "ОСТАНОВ ДВИГ. ЛЕВ ПРАВ";

• при останове двигателей прослушайте, нет ли в них постороннего шума, и убедитесь в плавности вращения роторов турбокомпрессора (время выбега ротора турбокомпрессора должно быть не менее 50 с);

• затормозите несущий винт в таком положении, чтобы ни одна из лопастей не находилась над хвостовой балкой и стабилизатором;

• выключите топливные подкачивающие и перекачивающие насосы;

• выключите все АЗС и выключатели;

• выключите аккумуляторы.

ПРИМЕЧАНИЕ:

• Запрещается закрывать пожарный кран на выбеге до полной остановки двигателя во избежание работы насоса-регулятора без топлива.

• Запрещается закрывать пожарный кран в течении 30 минут после останова двигателя. Рекомендуется не закрывать пожарный кран при стоянке вертолета. Несоблюдение этих требований вызывает течь топлива через уплотнения НР из-за увеличения давления на входе при остывании конструкции и может привести к незапуску горячего двигателя из-за блокировки переключателя включения воздушного стартера.

• После останова двигателей произвести осмотр силовой установки в соответствии с РЭ вертолета.

11.4. Экстренный останов двигателей

Экстренный (аварийный) останов двигателей производите переводом рычагов управления кранов останова в положение "ОСТАНСВ ДВИГ. ЛЕВ. ПРАВ".

При отказе в работе стоп-крана останов двигателя производите закрытием пожарного крана.

Экстренный останов двигателей может быть произведен с любого режима их работы.

Если необходимость экстренного останова двигателя возникла при его опробовании на режиме висения, то двигатель выключите после приземления вертолета.

ПРИМЕЧЕНИЕ: Эксплуатация двигателя после его аварийного останова разрешается после установления причин, приведших к экстpeнному выключению двигателей.

11.5. Холодная прокрутка двигателей

Холодную прокрутку двигателя производите с целью продувки камеры сгорания от скопившегося в ней топлива при неудавшемся запуске, для определения оборотов раскрутки турбокомпрессора от воздушного стартера и проверки времени цикла работы пусковой панели.

If the mission is not urgent, switch all the electric appliances not related to the engines’ operation monitoring after engines’ test, move throttle to full left position, cool down engines at idle for 1…2 min. in warm period or 2…3 minutes in cold period and shut down the engines.

Before engine start up set cyclic stick 1/3 of its full travel backward. After engines’ cool down request flight engineer to shut down the engines.

11.3. Engines’ shut down

• before transferring engines to idle power switch off all the electric appliances except those, required for engines’ operation and monitoring;

• after cooling down engines at idle shut down engines by moving engines shut off valves in “LH/RH eng closed”;

• when shutting down the engines make sure there are no foreign noise or sounds and make sure engines rotors rotate smoothly (engine run down time should be not less than 50 seconds);

• apply MR brake so that there were no blades, located over the tail boom and stabilizer;

• switch off fuel booster and transfer pumps;

• switch off all circuit breakers and switches;

• switch off batteries.

NOTE:

• It is not allowed to close low pressure valve till complete stop of the engine rotors to prevent FCU functioning without fuel supply..

• It is not allowed to close low pressure valve for 30 minutes after engine shut down. It is recommended to leave low pressure valve opened when helicopter is parked. If these requirements are not carried out this may cause fuel leaks through FCU seals due to increase of fuel pressure in the FCU input caused by metal temperature expansion and also may cause hot engine start up failure because of the air starter safety switch operation.

• After engine shut down inspect helicopter’s power plant according flight manual requirements.

11.4. Engine emergency shut down

Engine emergency shut down is made by moving engines shut off valves in “LH/RH eng closed” position.

If engine shut off valve failed, shut down the engine by means of low pressure valve.

Engines emergency shut down may be performed at any power setting.

If emergency engine shut down is required during check hovering, shut down engine after landing.

NOTE: Engine operation after emergency shut down is possible only after the cause of emergency shut down is detected.

11.5. Engines’ cold crank

Engines cold crank is performed to purge the combustion chamber from the fuel leftovers after the failed start up, to detect the RPM engine turbo compressor is accelerated to by means of air starter and to detect the time, required for completing automatic start up sequence.

Для выполнения холодной прокрутки поставьте переключатель рода работ в положение "ПРОКРУТКА", а переключатель "ЛЕВ - ПРАВ" на необходимый двигатель и нажмите на пусковую кнопку на 1 ...2 с.

Проконтролируйте раскрутку турбокомпрессора от воздушного стартера до оборотов 20.-.26 % и проверьте продолжительность цикла работы пусковой панели (должен составлять 51 ...59 с.).

11.6. Ложный запуск двигателей

Ложный запуск производите при необходимости проверки работы систем, участвующих в запуске, а также при консервации и расконсервации топливной системы двигателя.

Ложный запуск двигателя производите аналогично холодной прокрутке, но с открытым пожарным краном и краном останова двигателя (без поджига топлива).

Для выполнения ложного запуска выполните следующее:

• поставьте переключатель рода работ в положение "ПРОКРУТКА" а переключатель "ЛЕВ - ПРАВ" на проверяемый двигатель;

• включите подкачивающий топливный насос расходного бака и откройте пожарные краны;

• нажмите на 1 ...2 с. пусковую кнопку и переведите кран останова проверяемого двигателя в положение "ОТКРЫТО";

• продолжительность цикла работы пусковой панели при ложном запуске аналогично холодной прокрутке (51...59 с).

ПРИМЕЧАНИЕ: После проведения ложного запуска перед запуском двигателя произведите холодную прокрутку.

To perform cold crank procedure set engines operation selector to “CRANK” position and engine selector switch “left – right” to the required position and depress “Start” button for 1 ...2 seconds.

Monitor engine RPM developed with the help of air starter to 20 - 26 % and monitor automatic start up sequence operation time (should be 51 ...59 sec.).

11.6. False start up

False start up is performed to test the operation of the systems involved in start up process, also for preparing engine or recovering it after long time storage.

False start up is performed similar to cold crank procedure but with the opened low pressure valve and shut off valve (without fuel ignition).

To perform false start up:

• set engines operation selector to “FALSE START” position and engine selector switch “left – right” to the tested engines position;

• switch on booster pump of the service fuel cell and open low pressure valves;

• depress “START” button for 1...2 sec. And move the shut off valve of the tested engine to opened position;

• time of automatic start up sequence operation during false start is the same, as during cold crank cycle (51...59 sec.).

NOTE: After performing false start up and before engine start perform cold crank procedure.

Приложение Рис. 2.4. Компрессор

Supplement Fig. 2.4. Compressor

Приложение Рис. 3.3. Камера сгорания

Supplement Fig. 3.3. Combustion chamber

Приложение Рис. 4.2. Турбина компрессора

Supplement Fig. 4.2. Compressor turbine

Приложение Рис. 4.5. Свободная турбина

Supplement Fig. 4.5. Free turbine

Приложение Рис. 4.6. Первая, вторая и третья опоры роторов

Supplement Fig. 4.6. First, second, third support assemblies

Приложение Рис. 4.7. Схема охлаждения турбины

Supplement Fig. 4.7. Turbine cooling diagram

Приложение Рис. 5.2. Выхлопной патрубок и опоры свободной турбины

Supplement Fig. 5.2. Exhaust stack and free turbine support assemblie

Приложение Рис. 6.1. Центральный привод

Supplement Fig. 6.1. Internal drive gearbox

Приложение Рис. 6.2. Коробка приводов

Supplement Fig. 6.2. Accesory drive

Приложение Рис. 8.1. Схема маслосистемы и суфлирования

Supplement Fig. 8.1. Oil and vent system diagram

Приложение Рис. 8.2. Схема наддува опор

Supplement Fig. 8.2. Support assemblies pressurization diagram

Приложение Рис. 9.2. Схема топливопитания и регулирования

Supplement Fig. 9.2. Fuel and control system Schematic

Приложение Рис. 10.2. Воздушный стартер

Supplement Fig. 10.2. Air starter

5