АІ-25

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
АІ-25
Ivchenko AI-25TL Hu Szolnok 03.jpg
Двигун АІ-25ТЛ в угорському музей авіації в Солнок)
Тип: Двовальний турбореактивний двоконтурний
Країна: СРСР СРСР
Виробництво:
Конструктор: Лотарєв В.А.
Розробник: Запорізьке машинобудівне конструкторське бюро «Прогрес»
Рік створення: 1965
Виробник: Мотор Січ
Роки виробництва: з 1967
Виготовлено: понад 6300
Маса і габарити
Суха маса: 312 кг
Довжина: 1993 мм
Ширина: 820 мм
Висота: 896 мм
Робочі характеристики
Злітна тяга: 1500 кгс
Крейсерська тяга: 443 кгс
Компресор: осьовий, двокаскадний, 11-ступеневий
Турбіна: двокаскадна, триступінчаста
Температура турбіни: 957 °C
Камера згоряння: кільцева, з 12 робочими форсунками
Ступінь підвищення тиску: 9,5
Паливо: Т-1, ТС-1, РТ
Витрата повітря: 46,8 кг/с
Витрата палива: 220 (855 злітний режим) кг/год
Питома витрата палива: 0,78 (0,56 злітний режим) кг/кгс(к.с.год
Ступінь двухконтурності: 1,98


АІ-25 — двовальний турбореактивний двоконтурний авіаційний двигун.

Історія створення [1][ред.ред. код]

Розробка двоконтурного авіаційного двигуна АІ-25 почалась на ДКБ-478 в середині 60-х років під керівництвом Лотарева В.А. Перший дослідний двигун виготовлений в 1965 році, а 21 жовтня 1966 відбувся перший політ на пасажирському літаку Як-40. 7 вересня 1967 розпочаті державні стендові випробування.

Серійне виробництво організовано на Запорізькому заводі «Мотор Січ» в 1967 році. Двигун сертифікований Авіаційним регістром Німеччини та Італії на відповідність нормам льотної придатності. Двигун встановлюється на всіх модифікаціях літаків Як-40.

У 1975 році двигун, під маркою АІ-25 серії 2М, був встановлений на польський сільськогосподарський літак М-15, а у 1976 році пройшов державні льотні випробування. Всього виготовлено більше 6300 двигунів. До 2007 року напрацювання всього парку двигунів в експлуатації склала більше 60 млн годин.

Технічний опис [2][3][ред.ред. код]

Двигун виконаний за двовальною схемою. Ротор компресора розділений на два самостійних ротора (двовальна схема), кожен з яких обертається своєю турбіною. При цьому ротори мають різні оптимальні для них частоти обертання і пов'язані між собою тільки газодинамічним зв'язком.

АІ-25 складається з:

  • двокаскадного 11-ступеневого осьового компресора:
    • 3-ступеневого компресора низького тиску;
    • 8-ступеневого компресора високого тиску;
  • розділового корпусу;
  • кільцевої камери згоряння з 12 форсунками;
  • двокаскадної триступеневої турбіни:
    • одноступеневої охолоджуваної турбіни високого тиску;
    • двоступеневої турбіни низького тиску;
  • корпуса задньої опори з двоконтурним реактивним соплом;
  • агрегатів, які забезпечують роботу двигуна і його систем.

Кожен каскад турбіни використовується для обертання ротора відповідного каскаду компресора:

  • одноступенева турбіна високого тиску приводить в обертання ротор компресора високого тиску і всі привідні агрегати двигуна;
  • двоступенева турбіна низького тиску приводить в обертання ротор компресора низького тиску.

Двигун працює на авіаційному гасі марок Т-1, ТС-1, РТ. Запуск двигуна здійснюється від повітряного стартера СВ-25.

Модифікації[ред.ред. код]

АІ-25В[ред.ред. код]

АІ-25В — двигун для літака L-39. Відрізняється конструкцією паливно-мастильної системи. Випускався за ліцензією в Чехословаччині.

АІ-25ТЛ[ред.ред. код]

АІ-25ТЛ — модифікація двигуна АІ-25 для навчально-тренувального та бойового літака L-39 чеської фірми Aero Vodochody. Перший двигун виготовлений в 1971 році. У 1972 почалися льотні випробування. В 1973 розпочато серійне виробництво. У порівнянні з базовим двигуном АІ-25ТЛ має збільшену на 15% тягу, підвищені ступінь стиснення та температуру газу перед турбіною, охолоджувану щабель турбіни. АІ-25ТЛ обладнаний спеціальною системою змащення, що забезпечує роботу підшипників в умовах перевернутого польоту.

АІ-25ТЛ успішно експлуатується у багатьох країнах світу. Виготовлено понад 5000 двигунів цієї модифікації. До 2007 спільне напрацювання в експлуатації становить більше 6,5 млн годин.[1]

Технічні характеристики

  • Довжина (з реактивним соплом): 3358 мм
  • Ширина: 985 мм
  • Висота: 958 мм
  • Маса суха: 400 кг
  • Злітна тяга: 1720 кгс
  • Питома витрата палива:
    • на злітному режимі: 0,59 кг/кгс•год
    • на крейсерському режимі: 0,815 кг/кгс•год

АІ-25ТЛК[ред.ред. код]

АІ-25ТЛК — модифікація двигуна АІ-25ТЛ для китайського навчально-тренувального літака К-8J (також відомий як JL-8) Наньчаньскої літакобудівної компанії NAMC. В 1997 проведено льотні випробування в NAMC. Серійне виробництво розпочато в 1998.

Технічні характеристики

АІ-25ТЛК[ред.ред. код]

АІ-25ТЛК — модифікація двигуна АІ-25ТЛ створена в 2001 для навчально-тренувальних літаків L-39 та К-8J. Двигун може бути адаптований для установки на інші існуючі та ті які розробляються навчально-тренувальні та навчально-бойові літаки при їх використанні як легких штурмовиків . У зв'язку з цим додатково введено бойовий режим підвищеної максимальної тяги, на якому тяга збільшена з 1720 кгс до 1850 кгс і значно зменшено час прийомистості двигуна. Для забезпечення установки на раніше випущені літаки L-39 і K-8J збережений колишній тип системи автоматичного управління двигуном. Також є можливість застосування системи автоматичного управління типу FADEC.

Технічні характеристики

  • Довжина (з реактивним соплом): 3358 мм
  • Ширина: 985 мм
  • Висота: 958 мм
  • Маса суха: 350 кг
  • Тяга:
    • на бойовому максимальному режимі:1850 кгс
    • на навчальному максимальному режимі:1720 кгс
    • на крейсерському режимі:515 кгс
  • Питома витрата палива:
    • на бойовому максимальному режимі: 0,61 кг/кгс•год
    • на навчальному максимальному режимі: 0,575 кг/кгс•год
    • на крейсерському режимі: 0,79 кг/кгс•год

Література[ред.ред. код]

  • Богуслаєв В. 85 років на службі авіації.// Крила Батьківщини.-2001. - №9. - С.14-17.
  • Виноградов Р.І., Пономарьов О.М. Розвиток літаків світу.-М.:"Машинобудування",1991.-С.220.
  • Сойко Н. Нестаріючий "Альбатрос": Про НТЛ L-39.// Крила Батьківщини.-1998.-№11.-С.9-17.
  • Удалов К.Г., Шам О.В. Літак Як-40.-М.:"Транспорт",1992.

Примітки[ред.ред. код]

Див. також[ред.ред. код]