2. Технические и летные характеристика одного из самолета, на котором установлена ​​данная вспомогательная силовая установка(Ан-24).

Технические характеристики

Экипаж: 3—5 человека

Пассажировместимость: 48—52 человек

Грузоподъёмность: 6500 кг

Длина: 23,53 м

Размах крыла: 29,20 м

Высота: 8,32 м

Площадь крыла: 74,98 м² с однощелевым центропланным закрылком, 72,46 м² с двухщелевым центропланным закрылком

Масса пустого: 13350 кг

Масса снаряжённого: 13489 кг

Нормальная взлётная масса: 21000 кг

Максимальная взлётная масса: 21000 кг (для самолёта АН-24РВ - 21800кг, на доработанных самолётах (по условию прочности шасси) - 22500 кг)

Масса топлива во внутренних баках: 4850 кг

Силовая установка: 2 × ТВД АИ-24

Мощность двигателей: 2 × 2550 (2 × 1876)

Воздушный винт: АВ-72 серии 02

Диаметр винта: 3,90 м

Лётные характеристики

Максимально допустимая скорость: 460 км/ч (приборная скорость)

Максимальная скорость: 540 км/ч (приборная скорость при экстренном снижении)

Крейсерская скорость: 460 км/ч (на высоте 6000 м)

Скорость сваливания: 157 км/ч (приборная скорость, закрылки убраны)

Практическая дальность: 1850 км

Перегоночная дальность: 2820 км

Практический потолок: 7700 м

Скороподъёмность: 5-15 м/сек

Длина разбега: взлётная масса 21 000 кг, ИВПП: закрылки=15-850 м, закрылки=5-1000 м

Длина пробега: посадочная масса 20 000 кг - 580 м

3.Основние данные двигателя

1 . Условное обозначение . . . . . . . . . . . …………………………………………...РУ19А-300

2 . Т и п двигателя . . . . . . .…………………………………………………...турбореактивный

3. Компрессор:

т и п . . . . . . . . . . . . . . . . . . …………………………………………………….. осевой

количество ступеней . . . . . . . . . . . . . . …………………………………………….7

степень повышения давления на:

номинальном режиме . . . . . . . . . . . . . ………………………………………….... 4 , 4

максимальном режиме . . . . . . . . . . . …………………………………………….. 4 , 6

Расход воздуха, кг/сек:

на номинальном режиме . . . . . . . . . . . …………………………………………... 15,8

н а максимальном режиме . . . . . . …………………………………………….... . 10

Лента перепуска воздуха из компрессора:

т и п . . . . . . . . . ………………………………………..…. с гидравлическим управлением

количество ………………………………………………. . . . . . . . . . . . . . . . . 1

место расположения . . . . . . . ………………………………………за четвертой ступенью

Обороты закрытия (при наборе оборотов) и

открытия (при снижении оборотов) . . . . …………………………………… . . 63±2%

Допустимое количество воздуха, отбираемое за

компрессором для охлаждения генератора

в системе самолетного эжектора:

на режиме 0,9 номинала . . . . . ………………………………………….. . не более 400 кг/час

на остальных режимах расход воздуха меняется пропорцио-

нально Р2.

4. Камера сгорания:

т и п . . .. . ………………………………кольцевая с о щелевыми отверстиями

количество головок . . . . . . . . . …………………………………………………. . . . . 9

5. Турбина реактивная:

т и п . . . . . . . . . . . …………………………………………………… осевая бандажированная пальцами с графит талышрованным уплотнением подшипника задней опоры

количество ступеней . . . . . . . . . ……………………………………………. . . . . 1

6. Реактивное сопло . . . . . …………………………………………. ……..нерегулируемое, отклонено на 10° вниз от оси двигателя

7. Направление вращения ротора, смотря со

стороны реактивного сопла . ……………………………………….. . . . . . . . . левое

8. Сорт топлива, применяемого на двигателе

(пусковое и рабочее) . . . . . . ………………………………………… керосин Т-1, ТС-1, Т-2 (ГОСТ10227-62), Т-7и их смеси

9. Сорт масла, применяемого на двигателе . . ……………………………….. МК-8, МК-8П (ГОСТ 6457-66) и их смеси.

10. Габариты двигателя:

длина . . . . . . . . . . . . . . . . …………………………………………………………1812 м м

диаметр по фланцу корпуса соплового аппарата . ……………………………. .552 мм

максимальная высота с учетом коробки агрегатов ……………………….. . 779 мм

11. Масса сухая двигателя по ГОСТ 17106-71 (кг) . . . ………………………222

12. Ресурс двигателя до первой переборки, час . . . . ………………………….. 300

13.Максимальная тяга…………………………………………………………..800кг

14.Высота запуска не более:

С воздухозаборником сбоку……………………………………………….5000м

С воздухозаборником сверху……………………………………………...6500м

15. время запуска

на земле…………………………………………………………………….40-60 сек

в полете……………………………………………………………………1мин-30сек

16. Частота вращния двигателя в условиях МСА

Максимальная………………………………………………………..16000об/мин(97+(-)0,5%)

Минимальная …………………………………………………………...5940об/мин (36(+3)(-2,5)%)

17. приемистость в условиях МСА…………………………………………12+(-)1,5сек

Примечание в реальности частота вращения и приемистость определяется по графикам

18. максимально допустимая температура газа за турбиной при запуске:

на земле…………………………………………………………………..750 ͦ в течении 5 сек

в полете и на высокогорных аеродромах……………………………850 ͦ в течении 5 сек

Режим работы АД	Частота вращения %	Температура газа max ͦ С	Давление масла кгс/см2	Давление топлива кгс/см2 Не более	Т-ра масла ͦ С	Часовой расход топлива Кг/ч	Время непрерывной работы мин	Приме-чание
Номи-нальный	97+(-)0,5	720	3,5-4	50	от-30 до +100	970	Не более 5 при необходи-мости без ограничения	Для взлета и набора высоты
0,9 ном.	94+(-)0,5	700	3,5-4	50	от-30 до +100	-	Без ограничений	Для набора высоты
0,8 ном.	90+(-)0,5	700	3,5-4	50	от-30 до +100	-	Без ограничений	Для запуска Аи-24 и питания борт- сети
Малый газ	36(+3) (-2,5)	730	Не менее 1,0	Не менее 14-2	от-30 до +100	-	На земле не более 30, в полете- без ограничений	-

Примечания:

1. Тяга, удельный расход приведены к условиям МСА и даны соответственно на приведенных оборотах П^.=100%, 97%.

2. Значения параметров для всех режимов работы дв?1гателя даны без загрузки самолетных агрегатов и отбора воздуха от компрессора при горизонтальном положении оси турбокомпрессош."

3. Удельный расход топлива относится к истинной тяге, вектор которой совпадает с осью реактивного сопла.

4. Взлетным и основным режимом работы двигателя является номинальный, максимальный режим не используется.

5. Допускается в эксплуатации температура ц на номинальном режиме до 740° С з течение не более о минут"