Тактико-технические Требования к изделию

НА СОСТАВНУЮ ЧАСТЬ ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКОЙ РАБОТЫ

«Разработка воздушного винта АВ-112 и РСВ-34С для самолета Ил-112В»

Шифр – «ЛВТС – АВ-112 – Аэросила»

 

1 НАИМЕНОВАНИЕ, ШИФР, ОСНОВАНИЕ, ИСПОЛНИТЕЛЬ
И СРОКИ ВЫПОЛНЕНИЯ СЧ ОКР

1.1 Наименование СЧ ОКР: «Разработка воздушного винта АВ-112 и РСВ-34С для самолета Ил-112В».

1.2 Шифр – «ЛВТС – АВ-112 – Аэросила».

1.3 Основание для выполнения СЧ ОКР:

- Решение Заместителя Министра обороны РФ от 04 сентября 2013 года;

- Тактико-техническое задание (ТТЗ) на ОКР шифр «ЛВТС», утвержденное Министром обороны РФ 30 октября 2013 г.

- Дополнение №1 к ТТЗ от 28.10.2014 г.

- Государственный контракт № Н/4/4-14-ДОГОЗ от 14.11.2014г.

- Техническое задание № 18986 от 05.06.2015 г. на СЧ ОКР шифр «ЛВТС – АВ-112»;

- Договор № 951/566-2014 от 30.09.2015 г., заключенный между ОАО «Ил» (Головной исполнитель ОКР-Разработчик самолета) и АО «ОДК» (Заказчик).

1.4 Заказчик СЧ ОКР – АО «ОДК»

Исполнитель СЧ ОКР (Разработчик воздушного винта и РСВ-34С) - ОАО «НПП «Аэросила».

1.5 Сроки выполнения СЧ ОКР:

- начало – 2015 год;

- начало поставок установочной партии воздушных винтов для установочной партии самолетов - 2018 год;

- окончание СЧ ОКР - 2020 год.

 

ЦЕЛЬ ВЫПОЛНЕНИЯ СЧ ОКР, НАИМЕНОВАНИЕ И ИНДЕКС ИЗДЕЛИЯ

2.1 Целью разработки является создание высокоэффективного малошумного воздушного винта и гидромеханического регулятора винта (является составной частью системы автоматического управления и контроля двигателя и винта, далее САУ) для совместной работы с двигателем ТВ7-117CТ (Разработчик двигателя и САУ - ОАО «Климов») в составе силовой установки самолета Ил-112В (Разработчик самолета - ОАО «Ил»).

Примечание:

Регулятор винта разрабатывается в составе САУ двигателя и винта по отдельному ТЗ.

2.2 Наименование – винт воздушный.

2.3 Индекс изделия – АВ-112.

2.4 Винт воздушный АВ-112 разрабатывается в соответствии с требованиями:

- ОТТ ВВС-86;

- Тактико-технического задания (ТТЗ) на ОКР по созданию легкого военно-транспортного самолета Ил-112В;

- Технического задания (ТЗ) на СЧ ОКР по созданию турбовинтового двигателя со свободной турбиной ТВ7-117СТ для самолета Ил-112В;

- Государственных и отраслевых стандартов, межведомственной, отраслевой и другой нормативно-технической документации, введенной в действие к моменту утверждения настоящего ТЗ.

2.5 При разработке воздушного винта должны быть использованы результаты ОКР «Трансферт».

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ИЗДЕЛИЮ

3.1 Состав изделия

3.1.1 Втулка винта с механизмом изменения шага (МИШ) - 1 шт.

3.1.2 Лопасти из композиционного материала с нагревательными элементами противообледенительной защиты - 6 шт.

3.1.3 Токосъемник ТСВ11У031 - 1 шт.

3.1.4 Детали и сборочные единицы, не входящие в собранный винт и предназначенные для крепления винта к валу двигателя, коробки щеткодержателей.

3.1.5 Комплектация воздушного винта в состоянии поставки должна быть согласована с разработчиком самолета.

3.2 Требования назначения

3.2.1 Тактические характеристики

Требования не предъявляются.

3.2.2 Технические характеристики

3.2.2.1 Воздушный винт должен обеспечивать создание аэродинамической тяги, при совместной работе с двигателем, не менее указанной в Таблице 3.1.

 

Таблица 3.1

 

№	Режим работы двигателя	Мощность на валу винта, л. с.	Частота вращения, об/мин	Тяга винта, кгс	Высота, м	Скорость, км/ч	Внешние условия
	Взлетный						МСА МСА МСА
	Максимальный взлетный						МСА МСА МСА
	Чрезвычайный						МСА МСА МСА
	Максимальный продолжительный						МСА МСА МСА
	Крейсерский						МСА МСА МСА МСА
	Полетный малый газ (ПМГ)	200* 200*		70* 200*			МСА МСА
	Земной малый газ (ЗМГ)	130*		200*			МСА
	Реверс тяги	400*		-2200*			МСА

 

Примечание:

1) Значения тяги приведены для изолированного винта (без учета влияния мотогондолы и крыла).

2) * - мощности и тяги на режимах реверса, ПМГ и ЗМГ уточняются по результатам предварительных испытаний в составе силовой установки самолета Ил-112В.

3) Соответствие винта требованиям по величинам тяг должны подтверждаться: аэродинамическим расчетом, испытаниями моделей винта в аэродинамических трубах ЦАГИ.

 

3.2.2.2 Допустимый уровень шума, создаваемый винтом, при наборе высоты на взлетном и номинальных режимах, а также в горизонтальном полете согласно ГОСТ 23023-85. Разработчик винта на этапе рабочей конструкторской документации (РКД) должен представить и согласовать с разработчиком самолета расчетные характеристики шума изолированного винта на типовых режимах работы двигателя (взлетный, крейсерский, ПМГ, ЗМГ).

3.2.2.3 МИШ совместно с системой управления винта должен обеспечивать перевод лопастей с режима посадки (ПМГ) в зону максимального реверса не более чем за 2 с.

3.2.2.4 Время ввода лопастей в полное флюгерное положение (на жесткий упор флюгера) с любого угла установки лопастей

- на работающем двигателе:

1) в полете не более 8 с;

2) на земле не более 10 с.

- на неработающем двигателе (после его выключения, при температуре масла в маслобаке двигателя не ниже плюс 40 °С) не более 20 с.

3.2.2.5 Время вывода лопастей из флюгерного положения на земле до угла φ_мин не более 25 с.

3.2.2.6 Частота вращения винта при флюгерном положении лопастей (на режиме авторотации) не более 30 об/мин в установленную сторону вращения (п. 3.14.2.5).

3.2.2.7 Требования по п. 3.2.2.3 - 3.2.2.6 должны подтверждаться расчетами (на этапе РКД) и результатами стендовых и летных испытаний.

3.3 Требования радиоэлектронной защиты

Требования не предъявляются.

3.4 Требования живучести и стойкости к внешним воздействиям

3.4.1 Требования к сохранению живучести винта при воздействии на него оружием массового поражения (ОМП) противника не предъявляются.

3.4.2 Боевая живучесть (получение повреждений, не препятствующих выполнению безопасного полета самолета) должна обеспечиваться при воздействии потока осколков массой 3 г, плотностью 6 оск./м², скоростью 2000 м/с и углом подхода поражающих элементов к плоскости вращения винта с задней полусферы 30°.

3.4.3 Оценка боевой живучести винта в составе самолета выполняется на этапе РКД по результатам прочностного расчета и экспериментальных оценок живучести прототипов.

3.4.3.1 Результаты оценки боевой живучести представляются разработчику самолета.

3.4.4 Соответствие характеристик заметности Требованиям заметности военных летательных аппаратов (ЛА) в радиолокационном и оптическом диапазоне волн определяется в составе ЛА.

3.4.5 Винт должен сохранять работоспособность и заданный уровень безотказности (при размещении на самолете в зоне Е, группа исполнения 3.1.6 по ГОСТ РВ 20.39.304-98) в течение установленного ресурса (срока службы) до капитального ремонта при воздействии на него следующих факторов:

3.4.5.1 Эксплуатационно-механических:

3.4.5.1.1 Линейного ускорения, эксплуатационной линейной перегрузки в центре масс винта при длительности действия до 1 с, м/сек²:

- по оси Х ±8,39;

- по оси У от минус 26,2 до плюс 45,8;

- по оси Z ±9,8.

3.4.5.1.2 Угловой скорости центра масс двигателя, с^-1:

- по оси Х ±1,18;

- по оси У ±0,08;

- по оси Z ±0,36.

3.4.5.1.3 Углового ускорения центра масс двигателя, с^-2:

- по оси Х ±7,71;

- по оси У ±0,7;

- по оси Z ±7,07.

3.4.5.1.4 Направление координатных осей для п. 3.4.5.1.1- 3.4.5.1.3 по ГОСТ РВ 20.39.304-98.

3.4.5.1.5 Параметра турбулентности по ОСТ 1 02514-84.

3.4.5.1.6 Угловых положений винта при эксплуатации:

3.4.5.1.6.1 Углы тангажа (угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью):

- в режиме набора высоты и снижения:

1) нормальный от минус 15° до плюс 20°;

2) предельно возможный не более плюс 25°.

- в крейсерском горизонтальном полете: от 0° до плюс 5°.

- при аварийном снижении: не более плюс 30°.

3.4.5.1.6.2 Углы крена:

- максимально допустимые: от минус 60° до плюс 60°.

- в длительном полете (с отказавшим двигателем): не более плюс 30°.

3.4.5.1.6.3 Углы скольжения: не более плюс 30°.

3.4.5.1.7 Абразивного воздействия песка, выпадаемых атмосферных осадков (воды, снега, града по ОТТ ВВС 4.1.1-86) пылевых образований с массовой концентрацией не более 5 г/м³, мелких частиц (галька размером до 3 мм), птиц массой не более 1,8 кг.

3.4.5.1.8 Индикаторная составляющая скорости ветра любого направления у поверхности земли не более 20 м/с.

3.4.5.2 Природно-климатических условий для всех макроклиматических районов на суше в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации (ОУЭ) самолета:

3.4.5.2.1 Изменение барометрического давления по ГОСТ 4401-81 для высот от 0 до 8000м.

3.4.5.2.2 Температура окружающего воздуха:

3.4.5.2.2.1 У земли: от минус 60°С до плюс 60°С (под обтекателем винта до плюс 85°С).

3.4.5.2.2.2 Изменение стандартной температуры по высоте в соответствии с ГОСТ 4401-81.

3.4.5.2.2.3 Отклонение температуры воздуха от МСА для различных высот полета в диапазоне, ограниченном линиями «минимальная для арктических условий» и «максимальная для тропических условий».

3.4.5.2.3 Относительная влажность воздуха:

- при температуре плюс 35°С не более 98 %;

- при температуре минус 35°С не более 90 %.

3.4.5.2.4 Воздействие соляного морского тумана в соответствии с ГОСТ РВ 20.57.306-98.

3.4.5.3 Биологических факторов - плесневых грибов при относительной влажности от 95% до 98% и температуре плюс (29 )°С.

3.4.5.4 Попадание на поверхности винта и лопастей топлив и масел, применяемых для двигателя.

3.4.5.5 Попадание на поверхности винта и лопастей гидросмесей самолета.

3.4.5.6 Попадание на поверхности винта и лопастей моющих средств, а также средств дегазации, дезактивации и дезинфекции:

- 0,3% водного раствора порошка СФ-2 или СФ-2У;

- 0,3% раствора этих же порошков в аммиачной воде с содержанием аммиака от 20% до 25%;

- 5% водного раствора формальдегида.

3.4.5.7 Лопасти винта должны обладать стойкостью к воздействию атмосферного электричества (разряда молнии и электростатического разряда) по ОТТ ВВС-86.

3.4.6 Номенклатура факторов, указанных в п. 3.4.5.4 и 3.4.5.5 согласовывается с разработчиками самолета и двигателя на этапе РКД.

3.4.7 Стойкость к воздействующим факторам, указанным в п. 3.4.5.2.3, 3.4.5.2.4 и п. 3.4.5.3 – 3.4.5.6, обеспечивается конструкцией винта, выбором материалов с учетом рекомендаций ФГУП «ВИАМ» и подтверждается заключением разработчика винта (по аналогам).

3.5 Требования надежности

3.5.1 Работа по обеспечению надежности в соответствии с требованиями ТЗ должна проводиться на каждом этапе СЧ ОКР по «Программе обеспечения надежности», оформленной разработчиком воздушного винта в соответствии с ГОСТ РВ 27.1.02-2005.

3.5.2 Требования по безотказности о отказобезопасности

3.5.2.1 Проектная оценка уровня безотказности должна проводиться в соответствии с ОСТ 1 00132-97 с учетом типового профиля полета продолжительностью 6,5 часов.

3.5.2.2 Показатели безотказности подтверждаются:

- расчетом на этапах проектирования на основании анализа функциональных отказов воздушного винта совместно с системой управления для соответствующего этапа по форме, согласованной с Заказчиком СЧ ОКР;

- на этапе ГСИ винта по методике, согласованной с Заказчиком СЧ ОКР и Разработчиком самолета;

- на этапах эксплуатации при достижении определенной суммарной наработки парка изделий по методике, согласованной с Заказчиком СЧ ОКР и Разработчиком самолета.

3.5.2.3 Количественные значения показателей безотказности, подлежащие контролю и подтверждению на этапе ГСИ винта, должны быть не ниже приведенных в Таблице 3.2.

Таблица 3.2

Показатель	Наработка, ч
Наработка на полный отказ То	Без полных отказов
Наработка на отказ в полете Топ
Наработка на отказ и повреждение Тс

 

Примечание:

При недостаточной наработке показатели подтверждаются отсутствием отказов и повреждений на этапах контроля.

3.5.2.4 Количественные значения показателей безотказности при эксплуатации устанавливаются в зависимости от суммарного времени наработки и должны быть не ниже приведенных в Таблице 3.3.

Таблица 3.3

tс, ч	Тс, ч	Тдсд, ч

 

3.5.2.5 На этапе РКД должен быть выполнен и согласован с 435 ВП МО РФ, Заказчиком СЧ ОКР, разработчиком самолета и разработчиком двигателя «Анализ функциональных отказов воздушного винта АВ-112 и его регулятора РСВ-34С». В качестве функциональных отказов (ФО) должны быть рассмотрены все виды нарушения функций, выполняемых воздушным винтом (совместно с системой управления).

Анализ ФО должен включать:

- описание работы системы с указанием заложенных функциональных, аппаратных и программных средств резервирования функций защиты от их нарушения;

- перечень функций и ФО (нарушений функций системы);

- интерфейсы (входные и выходные сигналы) с другими частями силовой установки и самолетными системами;

- возможные причины ФО;

- последствия ФО для системы «Силовая установка»;

- последствия ФО для самолета;

- рекомендации экипажу по парированию ФО;

- вероятности возникновения ФО;

- определение степени опасности ФО (совместно с Заказчиком СЧ ОКР);

- оценку влияния ФО на выполнение полетного задания.

3.5.2.6 Анализ ФО уточняется и дополняется на последующих этапах разработки.

3.5.2.7 Вероятности ФО винта совместно с системой управления должны быть не выше приведенных в Таблице 3.4.

Таблица 3.4

ФО	Вероятность ФО
Невозможность установки лопастей винта на угол φмин	10-7
Самопроизвольная установка лопастей винта на угол φмин	10-9
Невозможность снятия лопастей винта с угла φмин	10-7
Невозможность установки лопастей винта на угол φмин	10-7
Невозможность установки лопастей винта на угол φрев	10-7
Самопроизвольная установка лопастей винта на угол φрев	10-9
Невозможность поддержания постоянства частоты вращения винта	10-7
Невозможность фиксации лопастей винта	10-8
Невозможность расфиксации лопастей винта	10-7
Невозможность установки лопастей винта на угол φфл	10-8
Невозможность снятия лопастей винта с угла φфл	10-6
Самопроизвольная установка лопастей винта на угол φфл	10-7

 

3.5.2.8 В анализе ФО должны быть, как минимум, рассмотрены события, приводящие к отказам двигателя, представленным в Таблице 3.5.

Таблица 3.5

ФО	Вероятность ФО
Отказы, приводящие к выключению двигателя в полете
Невозможность реверсирования тяги
Самопроизвольное реверсирование тяги
Переход на резервную систему управления

 

Указанные события должны иметь вероятности возникновения не выше приведенных в Таблице 3.5.

 

3.5.2.9 Разработчиком винта должна быть оценена вероятность или показана практическая невероятность следующих отказов воздушного винта:

- разрушения, которые могут приводить к отрывам лопастей винта или их частей;

- отказы, приводящие к возникновению отрицательной тяги.

Должны быть указаны конструктивные решения, направленные на предотвращение таких отказов.

3.5.3 Требования к долговечности

3.5.3.1 Ресурсы винта и комплектующих изделий

3.5.3.1.1 Начальные ресурсы:

- до первого капитального ремонта и межремонтный 1200 ч;

- назначенный ресурс 2400 ч.

3.5.3.1.2 Полные ресурсы:

- до первого капитального ремонта и межремонтный 7750 ч;

- назначенный 15500 ч.

3.5.3.1.3 Сроки службы:

- до первого капитального ремонта и межремонтный 6 лет;

- назначенный для втулки винта не ограничен;

- назначенный для лопастей (с учетом 3 лет хранения) 15 лет.

3.5.3.1.4 Срок службы винта исчисляется от даты приемки военным представителем на заводе-изготовителе винта.

3.5.3.1.5 Работы по увеличению ресурсов и сроков службы проводятся по согласованному с Генеральным заказчиком плану в соответствии с ГОСТ РВ 15.702-94 в объеме Программы управления ресурсом.

3.5.3.2 Требования ТЗ к долговечности винта (ресурсным показателям) должны подтверждаться:

- прочностными расчетами на этапе РКД;

- результатами лабораторных, стендовых и летных испытаний, проведенных в соответствии с «Программой обеспечения надежности» (п. 3.5.1) с учетом аналогичных результатов, полученных для прототипов.

 

3.6 Требования эргономики, обитаемости и технической эстетики

3.6.1 Требования не предъявляются.

3.7 Требования к эксплуатации, хранению, удобству технического обслуживания и ремонта

3.7.1 Условия эксплуатации винта на самолете.

3.7.1.1 Угол установки продольной оси винта относительно строительной оси самолета – не более плюс 1,5°.

3.7.1.2 Расстояние концов лопастей от поверхности земли при максимальной взлетной массе не менее 800 мм.

3.7.1.3 Максимальная высота полета самолета – 8000 м.

3.7.1.4 Максимальная эксплуатационная скорость полета 600 км/ч (истинная) на максимальном продолжительном режиме двигателя на высоте 6000м.

 

 

3.7.2 Требования к техническому обслуживанию (ТО) и ремонту

3.7.2.1 Все работы по ТО и ремонту опытного образца винта должны выполняться в соответствии с программой технического обслуживания и ремонта (ТО и Р), которая оформляется разработчиком винта в соответствии с ГОСТ 28056-89.

3.7.2.2 Программа ТО и Р должна быть согласована с разработчиком самолета к окончанию предварительных испытаний воздушного винта.

3.7.2.3 Нормы расхода материалов, количество и номенклатура комплектов запасных частей, необходимых для ТО и ремонта винта в эксплуатации должны определяться в соответствии с ГОСТ 18675-2012.

3.7.2.4 Эксплуатационная и ремонтная документация должна быть выполнена в соответствии с требованиями ГОСТ 27693-2012 и ГОСТ 18675-2012.

3.7.3 Требования к хранению винта

3.7.3.1 Хранение винта в течение сроков, указанных в ТЗ, должно производиться в консервации и упаковке изготовителя, отвечающих требованиям п. 3.8 и разделов 6, 7 настоящего ТЗ.

3.7.3.2 Винт в состоянии поставки потребителю должен допускать хранение без переконсервации в условиях 2, 4 и 7 по ГОСТ15150-69:

- в складских помещениях – в течение не менее 6 лет.

- на открытых площадках:

1) под навесом в течение не менее 4 лет;

2) без навеса в течение не менее 3 лет.

3.7.3.3 Сроки, указанные в п. 3.7.3.2, относятся к хранению в макроклиматических районах с сухим жарким климатом. В районах с умеренным или холодным климатом, кроме Антарктиды, сроки хранения на 1 год больше.

3.7.3.4 В пределах установленных сроков хранения должно допускаться перемещение изделий в невскрытой таре из складских помещений на открытые площадки и наоборот, при этом суммарный срок хранения не должен превышать 3 лет.

3.7.3.5 После окончания срока хранения винт должен быть направлен изготовителю для проведения ремонта.

3.8 Требования транспортабельности

3.8.1 Винт должен транспортироваться с отдельно упакованными лопастями и втулкой.

3.8.2 Винт в консервации и упаковке изготовителя должен допускать транспортирование всеми видами наземного, воздушного и водного транспорта, в том числе:

- в кузовах машин и на железнодорожных платформах;

- в трюмах и на палубах речных и морских судов.

3.8.3 Транспортирование должно допускаться в любых климатических условиях без ограничения скорости и расстояния с соблюдением действующих на транспорте правил перевозки грузов.

3.8.4 Соответствие винта требованиям транспортабельности должно подтверждаться:

- изготовлением транспортной тары и выполнением упаковки в соответствии с требованиями ТЗ (раздел 8).

- положительным опытом транспортирования воздушных винтов в аналогичных условиях и упаковке.

3.9 Требования безопасности

3.9.1 При эксплуатации винта не должны иметь место или должны рассматриваться (как события практически невероятные) отказы винта, способные привести в полете к катастрофической ситуации.

3.9.2 Соответствие винта требованию по п. 3.9.1 должно быть подтверждено расчетным анализом безотказности на этапе РКД.

3.9.3 Не допускается появление отказов, указанных в п. 3.9.1, в процессе всех видов испытаний, проводимых при выполнении ОКР.

3.9.4 Для безопасности лиц, обслуживающих винт в процессе испытаний или эксплуатации на самолете, концы лопастей должны иметь контрастную окраску, позволяющую на вращающемся винте визуально определять окружность, описываемую концами лопастей.

3.10 Требования обеспечения режима секретности

3.10.1 Требования не предъявляются.

3.11 Требования защиты от ИТР

3.11.1 Требования не предъявляются.

3.12 Требования стандартизации, унификации

3.12.1 В конструкции винта должны быть максимально использованы стандартные, унифицированные детали и сборочные единицы.

3.12.2 Уровень стандартизации и унификации винта должен оцениваться с помощью коэффициента применяемости по ГОСТ РВ 15.207 – 2005.

3.12.3 Величина коэффициента применяемости должна быть не менее 20%.

3.13 Требования технологичности

3.13.1 Винт должен обладать производственной, эксплуатационной и ремонтной технологичностью.

3.13.2 Требования к эксплуатационной технологичности

3.13.2.1 Конструкция винта и его составных частей (в соответствии с п. 3.1.4) должна обеспечивать их взаимозаменяемость при перестановке с одного двигателя на другой.

3.13.2.2 Техническое обслуживание винта должно быть безопасным для лиц, осуществляющих обслуживание, и легко контролируемым.

3.13.2.3 Время монтажа винта на самолете (без учета времени на монтаж обтекателя) не должно превышать 1 час при одновременной работе двух механиков.

3.13.2.4 Проверка усилия затяжки резьбовых соединений и выполнение работ по монтажу и демонтажу винта должны проводиться без одновременного применения двух инструментов.

3.13.2.5 Элементы конструкции винта, требующие регламентного обслуживания (или диагностического контроля), должны располагаться в доступных местах и иметь необходимые маркировки.

3.13.2.6 Уплотнения, обеспечивающие наружную герметичность винта по местам стыка с носком вала двигателя, должны допускать замену силами эксплуатирующей организации.

3.13.2.7 Периодичность регламентных работ по винту должна быть равной или кратной периодичности регламентных работ по двигателю.

3.13.3 Требования к ремонтной технологичности

3.13.3.1 Винт должен быть ремонтопригодным.

3.13.3.2 Ремонтопригодность винта должна обеспечиваться выполнением требований ГОСТ 23660-79 по программе ТО и Р (п. 3.7.2.1).

3.13.3.3 Число текущих ремонтов в пределах установленного винту ресурса (срока службы) не должно ограничиваться.

3.14 Конструктивные требования

3.14.1 Винт должен быть:

3.14.1.1 По направлению действия тяги - тянущим.

3.14.1.2 По конструктивному исполнению втулки - одиночным.

3.14.1.3 По углу установки лопастей - изменяемого шага.

3.14.1.4 По специальным свойствам - флюгерно-реверсивным.

3.14.2 Винт должен иметь:

3.14.2.1 Диаметр не более 3,9 м.

3.14.2.2 Шесть лопастей.

3.14.2.3 Массу (сухую с деталями, не входящими в собранный винт) не более 190 кг.

3.14.2.4 Привод от свободной турбины двигателя через редуктор.

3.14.2.5 Направление вращения против движения часовой стрелки, по ГОСТ Р 53461-2009.

3.14.2.6 Плоский фланец для соединения с валом двигателя.

3.14.2.7 Посадочные места на втулке для центровки обтекателя и крепления его колец.

3.14.2.8 Гидравлический МИШ.

3.14.2.9 Внешнюю герметичность втулки не ниже требований группы 1-8 ОСТ 1 00128-74 с контролем по ОСТ 1 00894-90.

3.14.2.10 Внутреннюю герметичность втулки, обеспечивающую нормальное функционирование МИШ.

3.14.2.11 Серую матовую окраску.

3.14.2.12 Электротепловую противообледенительную защиту лопастей.

3.14.3 Система управления воздушным винтом

3.14.3.1 Основное управление воздушным винтом обеспечивается электронно-цифровой частью САУ совместно с гидромеханической частью САУ двигателя и гидромеханическим регулятором винта.

Гидромеханический регулятор винта дополнительно обеспечивает резервное управление винтом.

Регулятор винта должен включать:

- блок маслонасоса;

- блок регулятора с гидравлическими элементами управления и центробежным механизмом;

- блок электромагнитов, выполняющих гидравлические команды, выдаваемые регулятором;

- блок электрогидравлического преобразователя (ЭГП).

3.14.3.2 Техническое задание на регулятор винта разрабатывается Разработчиком воздушного винта и согласовывается с в/ч 15650-16, Разработчиком самолета, ЦИАМ и утверждается Заказчиком СЧ ОКР и Разработчиком двигателя и САУ.

3.14.3.3 Регулятор винта должен обеспечивать:

- управление углом установки лопастей и частотой вращения воздушного винта (ВВ) с помощью ЭГП по командам основного (электронного) контура управления;

- автоматическое поддержание постоянной частоты вращения ВВ за счет изменения угла установки лопастей ВВ при изменении условий полета или режима работы двигателя по положению рычага управления (РУД) выше режима земного малого газа (ЗМГ) (резервный (гидромеханический) контур управления);

- автоматическое или принудительное переключение с основного (электронного) контура управления на резервный (гидромеханический) по командам от электронного регулятора или из электросистемы объекта.

3.14.3.4 Регулятор винта должен выполнять следующие основные функции:

- по командам от электронного регулятора:

а) флюгирование лопастей ВВ (автоматическое флюгирование);

б) фиксацию (расфиксацию) угла установки лопастей ВВ;

в) перевод лопастей в реверсное положение (вывод из реверса);

г) затяжеление ВВ при увеличении частоты вращения ВВ на полетных режимах свыше заданной величины;

- по электрическим командам из электросистемы объекта:

а) флюгирование лопастей ВВ (принудительное флюгирование) при работе флюгерного насоса;

б) снятие (установку) промежуточного упора лопастей ВВ;

- от флюгерного насоса:

а) вывод лопастей ВВ из флюгерного положения на земле и в полете по гидравлической команде от флюгерного насоса;

- по команде из системы двигателя:

а) увеличение до положения близкого к флюгерному угла установки лопастей ВВ при наличие вращения привода регулятора ВВ (аварийное затяжеление) при останове двигателя механическим стоп-краном.

3.14.4 Способ передачи крутящего момента от двигателя на винт – штифтами и трением на стыке фланцев.

3.14.5 Требования к МИШ:

3.14.5.1 Функции МИШ:

3.14.5.1.1 Изменение углового положения лопастей винта в рабочем диапазоне под контролем системы управления.

3.14.5.1.2 Фиксация углового положения лопастей винта по команде системы управления при работе в диапазоне углов от φ_пу до φ_фл.

3.14.5.1.3 Автоматическая фиксация углового положения лопастей винта на упоре φ_фл при уменьшении шага винта с углов, находящихся выше промежуточного упора.

3.14.5.1.4 Снятие лопастей винта с промежуточного упора по команде системы управления.

3.14.5.1.5 Автоматическая установка лопастей винта на упор φ_мин по команде системы управления.

3.14.5.1.6 Ввод лопастей винта в реверсное положение по команде системы управления.

3.14.5.1.7 Изменение углового положения лопастей винта в диапазоне реверсных углов под контролем системы управления.

3.14.5.1.8 Вывод лопастей винта из реверсного положения по команде системы управления.

3.14.5.1.9 Ввод лопастей винта во флюгерное положение по команде системы управления с использованием флюгерного насоса.

3.14.5.1.10 Вывод лопастей винта из флюгерного положения по команде системы управления с использованием флюгерного насоса.

3.14.5.2 Упоры МИШ:

3.14.5.2.1 Жесткий упор флюгера (φ_фл).

3.14.5.2.2 Жесткий упор максимального угла реверса (φ_рев).

3.14.5.2.3 Съемный промежуточный упор (φ_пу).

3.14.5.2.4 Съемный следящий упор угла минимального сопротивления вращению на режиме запуска двигателя (φ_мин).

3.14.5.3 Обратная схема работы винта, с управлением МИШ подачей масла по трем каналам: БШ – большого шага, МШ – малого шага, ФШ – фиксатора шага.

3.14.5.4 Диаметры каналов управления (п. 3.14.5.3) определяются и согласовываются с разработчиком двигателя на этапе РКД.

3.14.5.5 Максимальные давления масла в каналах МИШ:

- в канале БШ - не более 70 кгс/см²;

- в канале ФШ - не более 70 кгс/см²;

- в канале МШ - не более 45 кгс/см².

3.14.5.6 Утечки масла во втулке винта по каналам МИШ (при температуре масла плюс 70±10°С):

- на упоре флюгера по каналу БШ не более 3 л/мин, при давлении в канале 45⁺² кгс/см²;

- на промежуточном упоре по каналу ФШ не более 6 л/мин, при давлении в канале 45⁺² кгс/см²;

- на упоре φ_мин суммарная по каналам ФШ и МШ не более 15 л/мин, при давлении в каналах 45⁺² кгс/см²;

- на упоре реверса по каналу МШ не более 6 л/мин, при давлении в канале 45⁺² кгс/см².

3.14.5.7 Величины давлений и утечек по п. 3.14.5.5 и 3.14.5.6 могут уточняться по результатам предварительных испытаний.

3.14.5.8 Масло в масломагистрали двигателя, используемое в качестве рабочей жидкости для управления МИШ:

- основное ЛЗ-240 по ТУ 301-04-010-92;

- дублирующее Б-ЗВ по ТУ 38.101295-85;

- резервное ИПМ-10 по ТУ 38.1011299-2006;

- зарубежные масла в соответствии с «Перечнем зарубежных горюче-смазочных материалов, рекомендованных к применению на авиатехнике отечественного производства» (8-е издание) РТМ Ц2-2009, ЦИАМ, 2009 г.

3.14.5.9 Температура масла, подаваемого во втулку винта, должна быть в следующих пределах (при измерении её на входе в регулятор винта):

Минимальная:

1) минус 40°С в процессе запуска двигателя без подогрева;

2) плюс 20°С в процессе перехода на режимы работы двигателя, превышающие ЗМГ.

Максимальная:

1) плюс 90°С длительно;

2) плюс 100°С кратковременно (не более 15 минут в процессе руления на земле с последующим взлетом).

3.14.5.10 Максимальные расходы масла, обеспечивающие нормальное функционирование МИШ, определяются на этапе РКД и уточняются на этапе предварительных испытаний.

3.14.5.11 Чистота масла во внутренних полостях винта, обеспечивающая нормальное функционирование МИШ, не грубее 13 класса по ГОСТ 17216-2001 у вновь изготовленной или отремонтированной втулки.

Контроль чистоты масла в эксплуатации не предусматривается.

3.14.5.12 Слив масла из втулки винта в двигатель производится по каналу, без дополнительного наддува, с площадью сечения, согласованной с разработчиком двигателя на этапе РКД.

3.14.6 Требования к противообледенительной системе (ПОС).

3.14.6.1 Условия обледенения в соответствии с ОТТ ВВС-86.

3.14.6.2 Объект защиты от обледенения - лопасти воздушного винта.

3.14.6.3 Мощность, потребляемая нагревателями лопастей:

не более 8,4 кВт.

3.14.6.4 Мощность, потребляемая нагревателем обтекателя:

не более 2 кВт.

3.14.6.5 Питание нагревателей от источника трехфазного переменного тока напряжением (200±10) В и частотой от 380 до 440 Гц.

3.14.6.6 Качество электроэнергии, подводимой к ПОС винта, должно соответствовать требованиям ГОСТ 19705 - 89 к приемникам 2 категории.

3.14.6.7 При кратковременном нарушении питания, с последующим восстановлением, должно самовосстанавливаться нормальное функционирование нагревательных элементов лопастей.

3.14.6.8 Передача электроэнергии на ПОС винта должна осуществляться через токосъемник щеточного типа. Токосъемник должен иметь кольцо металлизации с переходным сопротивлением не более 100000 мкОм.

3.14.6.9 Режим работы ПОС - циклический с возможной продолжительностью цикла от 5 до 50 с(в зависимости от температуры окружающей среды).

3.14.6.9.1 В пределах одного цикла продолжительность включения и выключения одинаковы (симметричные циклы).

3.14.6.9.2 Режимы цикличности уточняются по результатам летных испытаний в условиях естественного обледенения.

3.14.7 Требования к прочности

3.14.7.1 Прочность деталей винта и их соединений должна обеспечивать надежную работу винта в соответствии с требованиями к ресурсным показателям (п. 3.5.3).

3.14.7.2 Соответствие винта требованиям к прочности должно подтверждаться результатами расчетов на этапе РКД, результатами всех видов испытаний разрабатываемого винта, в процессе которых проверяется прочность и износостойкость деталей винта, а также результатами аналогичных испытаний прототипов с подтвержденными ресурсными показателями не ниже предъявляемых к разрабатываемому винту.