ГЛАВА X. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ

На самолетах Л-29 устанавливаются турбореактивные двигатели типа М701, которые по мере накопления опыта их изготовления и эксплуатации постоянно совершенствовались и модернизировались. Так, вместо двигателя М701Вс-150 начал выпускаться двигатель М701с-250, потом М701с-400, а затем М701-500. В настоящее время двигателей М701с-150 и М701с-250 в эксплуатации уже не осталось, поэтому остановимся на конструктивных отличиях только двигателей М701с-400 и М701с-500.

### ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ОТЛИЧИЯ ДВИГАТЕЛЯ М701с-500 ОТ ДВИГАТЕЛЯ М701с-400

1. По входному корпусу:

на двигателе установлен новый стандартный датчик тахометра типа ДТЭ-2, имеющий привод с передачей 1 : 6,125, вместо привода с передачей 1 : 3,977;

фланец для установки агрегата зажигания имеет утолщенные шпильки крепления.

2. По турбине:

лопатки соплового аппарата изготавливаются из более жаростойкого материала ЛВН-9 (типа ЖС-бК) вместо ЛК-4.

3. По масляной системе:

изменена система смазки при отрицательных перегрузках.

В коробке маслофильтров находится только одна откидная всасывающая трубка подвода масла, которая при перевернутом полете входит в выемку перегородки бака и откачивает масло с днища входного корпуса.

4. По топливной системе:

все агрегаты топливной системы имеют индекс 05.

Рис. 75. Общий вид двигателя М701с-500 (вид слева, спереди):

1 — обтекатель стартера; 2 — кабель стартера; 3 — фланец привода генератора; 4 — фланец крепления гидронасоса; 5 — фланец крепления датчика тахометра; 6 — запальная свеча; 7 — штуцер приводного кабеля к запальной свече; 8 — кожух добавочного разрядника запальной свечи; 9 — заправочная горловина масляного бака; 10 — фланец отбора воздуха для кабины; 11 — пневматический клапан антиобледенения; 12 — термометр масла в масляном баке; 13 — редукционный клапан давления масла; 14 — штуцер датчика давления масла

С целью повышения тонкости очистки сетчатый фильтрующий элемент топливного фильтра низкого давления заменен бумажным, который через 50 ч эксплуатации подлежит замене на новый из одиночного комплекта запасных частей, прикладываемых к каждому двигателю.

5. По электрическому оборудованию:

у катушки зажигания изменено условное обозначение с 2245.04 на 2245.05.

В соответствии с бюллетенем № М701с-400/53 при ремонте двигателей М701с производится их доработка в профиль двигателя М701с-500 и им присваивается индекс М701к-500.

Таким образом, в эксплуатации в настоящее время находятся в основном двигатели М701с-500 и М701к-500, не имеющие существенных отличий.

Внешний вид двигателя М701с-500 представлен на рис. 75.

### ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Принцип реактивного движения известен уже более 2000 лет. Однако проекты реактивных двигателей для летательных аппаратов появились лишь в XIX веке, а практическое использование этих двигателей в авиации стало возможным только в 40-х годах нашего века.

Отметим лишь некоторые научно-технические вехи в развитии отечественного и мирового реактивного двигателестроения.

В 1882 г. великий русский ученый Н.Е.Жуковский, названный В.И.Лениным «отцом русской авиации», опубликовал свою работу «О реакции втекающей и вытекающей жидкости», а в 1908 г. — «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды». В 1929 г. вышла в свет работа профессора, а впоследствии академика Б.С.Стечкина «Теория воздушно-реактивных двигателей», явившаяся в прошлом и являющаяся в настоящее время фундаментальной основой для теоретических работ по реактивным двигателям.

Реактивные двигатели получили свое название по принципу создания тяги, которая возникает в них за счет преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из сопла двигателя. Это преобразование происходит в термодинамическом цикле, представляющем собой непрерывный процесс, состоящий из динамического сжатия воздуха в воздухозаборнике (при полете самолета), механического сжатия воздуха в компрессоре, подвода тепла за счет сгорания топлива в камере сгорания, неполного расширения газов в турбине и дальнейшего их расширения в реактивном сопле. Динамическое сжатие воздуха увеличивается с увеличением скорости полета. Поэтому при больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях полета (М — 3...4) более эффективными являются бескомпрессорные прямоточно-реактивные двигатели.

На самолетах с дозвуковыми и умеренными сверхзвуковыми скоростями полета применяются авиационные газотурбинные двигатели (ГТД).

Физическая основа создания тяги в ГТД состоит в том, что эффективная мощность, получаемая в термодинамическом цикле двигателя, используется для разгона и выбрасывания массы газа через реактивное сопло.

Реактивное движение происходит по известным законам механики (второй и третий законы Ньютона).

Второй закон механики гласит, что сила, сообщающая телу ускорение, равна произведению массы этого тела на приобретенное им ускорение. Ввиду того что масса газов практически не отличается от массы проходящего через двигатель воздуха, тягу принято приближенно определять по уравнению:

R = G/g (C5 - C0),

где R — сила тяги, кгс;

G — секундный расход воздуха, кг/с;

C5 — скорость выходящей газовой струи, м/с;

C0 — скорость полета самолета, м/с;

g — ускорение силы тяжести, м/с2.

Согласно третьему закону механики, силы взаимодействия тел друг с другом равны по величине и противоположны по направлению. Это значит, что сила, возникающая при истечении газов из реактивного сопла, действует на самолет и обеспечивает его полет в направлении, противоположном истечению газов.

Рассмотрим кратко изменение основных параметров потока воздуха турбореактивного двигателя в его проточной части. Компоновка двигателя М701 приведена на рис. 76.

Воздух из атмосферы через воздухозаборник самолета поступает в компрессор двигателя. Движение потока воздуха по воздухоподводящим каналам происходит с некоторой потерей энергии вследствие образования вихрей в местах поворота потока, а также трения воздуха о стенки канала. При работе двигателя на земле в воздухоподводящем канале за счет потерь давление и температура воздуха также снижаются.

Скорость воздуха на входе в компрессор составляет 150...160 м/с при расходе воздуха 16,7 кг/с. Величина скорости выбрана из условия уменьшения площади сечения входного устройства и диаметральных размеров компрессора при заданном расходе воздуха для создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор. Секундный расход воздуха через двигатель определяется тепловым расчетом исходя из потребной тяги двигателя.

В компрессоре воздух сжимается, его давление и температура повышаются, а скорость практически остается неизменной. На выходе из компрессора они соответственно равны

P2 @ 4,1 кгс/см2, T2 @ 470°К и C2 @ 160 м/с.

Из центробежного компрессора сжатый воздух поступает в семь камер сгорания, где разделяется на два потока: первичный и вторичный.

Первичный поток поступает внутрь жаровых труб. Здесь происходит сгорание топлива, подаваемого через рабочие форсунки. Температура в зоне горения может достигать 2500°К.

Вторичный поток воздуха входит внутрь жаровых труб через несколько рядов отверстий и, смешиваясь с горячими газами, снижает их температуру у поверхности до значения, допустимого характеристиками жаропрочности материала лопаток турбины. Процесс подвода тепла в камере сгорания сопровождается расширением газа, связанным с увеличением его объема и скорости движения.

Рис. 76. Общая компоновка двигателя:

1 — входной корпус компрессора; 2 — крыльчатка компрессора; 3 — лопаточный диффузор; 4 — диффузор; 5 — форсунка; 6 — жаровая труба; 7 — камера сгорания; 8 — газосборник; 9 — сопловый аппарат; 10 — лопатка турбины; 11 — выходной диффузор; 12 — удлинительная труба; 13 — сопло; 14 — трубопровод охлаждающего воздуха; 15 — дефлектор; 16 — диск турбины; 17 — выходной конус; 18 — задний вал; 19 — трубки суфлирования; 20 — основной вал; 21 — силовой конус; 22 — патрубок отвода воздуха; 23, 24, 25 — теплоизоляция; 26 — термопара; 27 — электромагнитный клапан; 28 — трубопровод подвода воздуха на обогрев носка и обтекателя; 29 — обтекатель; 30 — кок (кожух) стартера

Из камеры сгорания газовоздушный поток поступает в турбину. В сопловом аппарате увеличивается скорость газа, который затем направляется на лопатки рабочего колеса турбины.

В результате воздействия высокоскоростного потока газов на лопатки вращающегося рабочего колеса турбины осуществляется преобразование энергии нагретого газа в механическую энергию вращения ротора турбины. Совершаемая при этом работа турбины идет, в основном, на вращение ротора компрессора, а также на привод вспомогательных агрегатов. Однако в турбине газ расширяется не полностью. При последующем окончательном расширении в реактивном сопле газовый поток разгоняется и его скорость C5 на выходе из сопла существенно превышает скорость потока на входе в двигатель C0. Создается реактивная тяга.

### ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ М701с-500

1. Тип двигателя | турбореактивный
2. Конструктивная схема | одноступенчатый центробежный компрессор. Семь раздельных прямоточных камер сгорания. Одноступенчатая осевая газовая турбина. Реактивная труба с сопловым насадком. Коробка приводов агрегатов расположена впереди двигателя
3. Компрессор | центробежный, одноступенчатый с односторонним входом воздуха
Степень сжатия | 4,34 при n = 15 400 об/мин
Расход воздуха | 16,7 кг/с при n = 15 400 об/мин
Отбор воздуха, не более | 6,7 кг/мин при n = 15 400 об/мин
4. Направление вращения ротора двигателя при виде со стороны реактивной трубы | против часовой стрелки
5. Камеры сгорания | прямоточные, конические, установлены под углом к продольной оси двигателя и повернуты против часовой стрелки на угол 43° относительно входа. Обозначены номерами в порядке возрастания цифр против часовой стрелки (если смотреть со стороны турбины), считая верхнюю камеру первой
6. Турбина | одноступенчатая, осевая
Число лопаток соплового аппарата | 47
Число рабочих лопаток турбины | 61
7. Реактивный насадок | нерегулируемый, диапазон насадков от Æ 303 до Æ 316 мм
8. Масса сухого двигателя без генератора, гидравлического насоса, удлинительной трубы, термопар и датчиков тахометра и давления топлива | 335 кг + 2,5%
9. Размеры двигателя: |
максимальный диаметр | 889 мм
максимальная высота | 980 мм
длина до фланца крепления соединительной трубы | 1848 мм
общая длина | 2113 мм
10. Момент инерции: |
вокруг продольной оси двигателя | 2,4 кгм/с2
вокруг поперечной оси (через цеятр тяжести) | 6,0 кгм/с2
Топливная система
Топливо | Т-1, ТС-1, РТ по ГОСТ 10227—86
Топливный насос | плунжерный ЛУН-6201.05 с ограничителем частоты вращения, изолирующим клапаном, предохранительным ограничительным клапаном и пусковым автоматом или ЛУН-6201.06 с демпфером колебаний частоты вращения при приемистости
Передаточное число привода насоса | 1 : 4,747
Направление вращения | правое, если смотреть со стороны привода насоса
Давление топлива на входе в насос за топливным фильтром | 0,5...1,0 кгс/см2
Давление топлива при частоте вращения ротора двигателя 14 500 об/мин | 88...95,5 кгс/см2
Барометрический регулятор топлива | регулятор анероидного типа ЛУН-6710.05
Дроссельный кран | игольчатый ЛУН-7572.05 с клапаном минимального давления
Автоматический распределитель топлива | ЛУН-5200.05
Топливные форсунки | двухканальные, 7 шт.
Масляная система
Система смазки | циркуляционная под давлением
Сорт масла | масло МС-8П ОСТ 38.01163—78, МС-8 ТУ ТУ 38.101276—72, МК-8 (МК-8П) ГОСТ 6457—66
Количество масла, заливаемого в масляную коробку, л | 3,5
Расход масла, л/ч, не более | 0,5
Давление масла на входе в двигатель: |
на режиме малого газа, кгс/см2 | 0,5, не менее
на режиме n = 15 400 об/мин, кгс/см2 | 2,0...2,5 — на земле; 1,8...2,5 — в полете
Масляный насос | трехступенчатый шестеренчатый
Передаточное число маслонасоса | 1 : 2,86
Направление вращения привода насоса | левое
Минимальная температура масла | –40°С
Максимальная температура масла | +110°С
Масляные фильтры | сетчатые, 3 шт.
Система запуска
Вид системы | автономная, электрическая
Состав системы: |
пусковая панель | ЛУН-2273
электростартер | ЛУН-2259
система зажигания | ЛУН-2245.05 (состоит из катушки зажигания и двух запальных свечей)
Максимально допустимая температура выходящих газов при запуске: |
на земле от постороннего источника, °С | не более 700
на земле от бортового аккумулятора, °С | не более 750
в полете, °С | не более 750
время от начала запуска до выхода на режим малого газа | не более 60 с
Время приемистости двигателя на земле от малого газа до взлетного режима, с | не более 12 (допускается заброс +450 об/мин и температура газов до 730 °С)
Время приемистости при окружающей температуре выше +15°С | не более 14
Время приемистости двигателя: |
на высоте до 5 км, с | не более 14
на высоте более 5 км, с | не более 18

Таблица 8

Передаточные числа приводов к агрегатам двигателя

Наименование агрегата | Тип агрегата | Передаточное число | Направление вращения
1 | 2 | 3 | 4
Стартер | ЛУН-2259 52-9196.71 | 1 : 4 | Левое
| Генератор | 52-9086.21 | 1 : 1,714 | Левое | Топливный насос | ЛУН-6201.05 | 4,747 | Правое | Масляный насос | Трехступенчатый, шестеренчатый | 1 : 2,86 | Левое | Датчик тахометра | ДТЭ-2 | 1 : 6,125 | Левое | Гидравлический насос | 29-623 | 1 : 5,538 | Правое

Примечания: 1. Вследствие разницы между действительным передаточным числом привода тахометра (1 : 6,125) и расчетным числом, принятым при оцифровке шкалы указателя, действительная частота вращения ротора двигателя отличается от замеренной и составляет:

Замеренная, об/мин | Действительная, об/мин
100% — 15 400 | 15 313
97% — 14 950 | 14 865
94% — 14 500 | 14 418
36% — 5 554 | 5 522

2. Направление вращения агрегатов указано со стороны привода агрегата. Режимы работы двигателя и значения его параметров при стандартных атмосферных условиях (tн=15°С, P0=760 мм рт. ст.) приведены в табл. 9.

Таблица 9

Основные параметры двигателя на режимах

Режим работы | Размер-ность | Макси-мальный | Номи-нальный | 0.9 номи-мального | Малый газ
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6
Частота вращения | % | 100 | 97 | 94 | 36+3
ротора двигателя | об/мин | 15 400 | 14 950 | 14 500 | 5554 + 600
Тяга | кгс | 890 – 40 | 800 – 40 | 715 – 40 | 70
Удельный расход топлива, не более | кг/кгтч | 1,14 + 0,03 | 1,14 + 0,03 | 1,14 + 0,03 | 250 кг/ч
Максимальная продолжительность | мин | 6 | Не огра-ничено | Не огра-ничено | В полете не ограничено
Средняя приведенная температура газов в реактивной трубе, не более | °C | 700 | 635 | 600 | 550
Максимальная разница температуры между отдельными термопарами | °C | 50 | 50 | 50 | 50

### ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ

Характеристикой турбореактивного двигателя называется зависимость основных параметров (тяги к удельного расхода топлива) от частоты вращения ротора двигателя, высоты и скорости полета самолета. Характеристики двигателя необходимы для проведения инженерно-штурманских расчетов дальности и продолжительности полета, определения тяговооруженности самолета, оценки совершенства двигателей путем сравнения между собой, а также для определения тактико-технических данных самолета, его боевых и эксплуатационных возможностей.

Дроссельной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от частоты вращения ротора прк постоянной высоте и скорости полета. Обычно дроссельная характеристика строится по результатам испытания двигателя на стенде при высоте и скорости полета, равных нулю. Для исключения влияния барометрического давления и температуры окружающей среды на значения удельного расхода топлива и тяги двигателя результаты испытания приводят к стандартным атмосферным условиям (барометрическому давлению окружающего воздуха Bст = 760 мм рт. ст. и температуре Tст = 288°К).

Приведение замеренных основных параметров к стандартным атмосферным условиям производится по следующим формулам:

а) приведенная частота вращения ротора двигателя

nпр = nзам, об/мин;

б) приведенная тяга двигателя

Rпр = Rзам |  |
760
B0
| , кгс; |

в) приведенный удельный расход топлива

CR пр = CR зам, кг/кгс тяги×ч.;

г) приведенная абсолютная температура газов

Tпр = Tзам, °K.

Дроссельная характеристика двигателя М701с-500 представлена на рис. 77. Из этой характеристики видно, что с увеличением частоты вращения ротора двигателя тяга возрастает, а удельный расход топлива уменьшается.

На тягу и удельный расход топлива влияют степень повышения давления, температура газов перед турбиной, расход воздуха через двигатель и коэффициент полезного действия компрессора и турбины. Все эти параметры зависят от частоты вращения ротора двигателя (рис. 78).

Степень повышения давления увеличивается довольно интенсивно с увеличением частоты вращения, а коэффициент полезного действия компрессора (hк) имеет максимум при средней частоте вращения ротора. Коэффициент полезного действия турбины (hт) практически мало изменяется в рабочем диапазоне частоты вращения.

Рис. 77 Дроссельная характеристика двигателя М701с-500

Рис. 78. Зависимость основных параметров двигателя от частоты вращения

Температура газов перед турбиной с увеличением частоты вращения ротора вначале уменьшается, а затем начинает расти. Такой характер изменения температуры объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины.

При изменении частоты вращения изменяется не только температура газов перед турбиной, но и температура воздуха за компрессором T2, причем разность T3–T2 (степень подогрева воздуха в камере сгорания) изменяется более резко, чем T3.

Удельная тяга двигателя зависит от степени повышения давления и степени подогрева воздуха в камере сгорания. Поэтому изменение удельной тяги характеризуется совместным действием указанных факторов. В начале под влиянием увеличения степени повышения давления удельная тяга растет медленно за счет снижения степени подогрева, а затем происходит увеличение степени подогрева и возрастание удельной тяги становится более интенсивным.

Характер изменения тяги двигателя определяется изменением удельной тяги и расхода воздуха (Gв). До режима n = 75—80% происходит относительно плавное увеличение тяги, что определяется медленным увеличением Rуд и Gв. При дальнейшем увеличении частоты вращения резкое возрастание удельной тяги приводит к значительному увеличению темпа роста тяги двигателя.

На изменение удельного расхода топлива СR по дроссельной характеристике действуют те же факторы — степень повышения давления и степень подогрева воздуха в компрессоре. Увеличение степени повышения давления уменьшает удельный расход топлива, а увеличение степени подогрева — увеличивает. Поэтому вначале с увеличением частоты вращения происходит резкое уменьшение удельного расхода топлива, так как одновременно увеличиваются степень повышения давления и степень подогрева, а затем увеличение степени подогрева начинает оказывать более значительное влияние и удельный расход топлива, достигнув минимума при n = 90—95%, начинает возрастать.

Характеристикой двигателя по скорости полета называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на данной высоте при постоянной частоте вращения ротора. Скоростные характеристики строятся при условии постоянства температуры газов перед турбиной.

С увеличением скорости полета в результате скоростного сжатия возрастает давление воздуха во входном устройстве и соответственно увеличивается секундный расход воздуха через двигатель. Одновременно увеличивается и общая степень повышения давления в двигателе, что вызывает повышение температуры воздуха за компрессором T2 и соответствующее уменьшение степени подогрева (T3–T2), так как температура газов перед турбиной остается постоянной. В связи с этим удельная тяга двигателя также уменьшается.

Рис. 79. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 15 400 об/мин

Поскольку тяга двигателя равна произведению удельной тяги на секундный расход воздуха, изменение тяги с увеличением скорости происходит в результате взаимного влияния этих двух факторов. До скорости полета, соответствующей M = 0,4...0,5, увеличение расхода воздуха не может компенсировать снижение удельной тяги, в результате чего тяга двигателя падает. При больших скоростях полета расход воздуха возрастает настолько, что превышает падение удельной тяги, и тяга двигателя начинает возрастать (рис. 79).

Для анализа характера изменения удельного расхода топлива целесообразно рассмотреть формулу

СR = |  |
3600 × Q
x × Hu × Rуд
| , |

где Q — количество подведенного тепла;

Hu — низшая теплотворная способность топлива;

Rуд — удельная тяга двигателя;

x — коэффициент выделения тепла, характеризующий полноту сгорания (0,96...0,97). При увеличении скорости полета уменьшаются и количество тепла (степень подогрева) и удельная тяга. При этом удельная тяга уменьшается более интенсивно, чем степень подогрева, поэтому удельный расход топлива с увеличением скорости полета возрастает (рис. 80).

Рис. 80. Приближенная зависимость удельного расхода топлива двигателя М701с-500 от скорости и высоты полета при n = 15 400 об/мин

Высотной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета. Эта характеристика строится при условии постоянства скорости полета самолета, частоты вращения ротора двигателя и температуры газов перед турбиной.

С увеличением высоты полета температура наружного воздуха уменьшается, а после высоты 11 км остается практически постоянной. С уменьшением температуры окружающего воздуха уменьшается температура воздуха за компрессором Т2, а следовательно, при постоянной температуре Т3 увеличивается подогрев воздуха в камере сгорания (Т3–Т2).

При уменьшении температуры наружного воздуха с лодъемом на высоту растет также степень повышения давления воздуха в компрессоре.

В результате этого удельная тяга двигателя с подъемом на высоту до 11 км возрастает, а на высоте 11 км и выше температура воздуха остается постоянной и соответственно удельная тяга не меняется.

С увеличением высоты уменьшается плотность наружного воздуха, что вызывает уменьшение его расхода через двигатель. До высоты 11 км вследствие увеличения степени повышения давления падение расхода воздуха происходит медленнее, чем падает плотность воздуха. Поскольку тяга определяется произведением удельной тяги на расход воздуха, ее изменение зависит от изменения обоих этих параметров. Уменьшение расхода воздуха с высотой настолько значительно, что не может быть компенсировано некоторым увеличением удельной тяги, поэтому тяга двигателя с подъемом на высоту падает.

Рис. 81. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 14 950 об/мин

Изменение с высотой удельного расхода топлива также происходит под влиянием двух факторов: степени повышения давления и степени подогрева. При увеличении степени повышения давления удельный расход топлива уменьшается, а с увеличением степени подогрева — увеличивается. Однако с подъемом на высоту рост степени повышения давления оказывает преобладающее влияние, поэтому удельный расход топлива с поднятием на высоту уменьшается. На высоте 11 км и более оба влияющие фактора не изменяются и удельный расход топлива также остается постоянным.

Обычно для удобства пользования скоростную и высотную характеристики совмещают. Такие высотно-скоростные характеристики двигателя М701с-500 для некоторых режимов его работы представлены на рис. 81, 82, 83.

Рис. 82. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 14 500 об/мин

Рис. 83. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 13 500 об/мин

Для двигателей М701с-500 установлены следующие основные режимы работы.

Максимальный режим (взлетный) соответствует максимальной частоте вращения ротора n = 15 400 об/мин, следовательно, и максимальной тяге двигателя.

Узлы и детали двигателя при работе на максимальном режиме подвергаются наибольшей нагрузке, и поэтому время непрерывной работы двигателя в полете не должно превышать 6 мин.

Номинальный режим соответствует частоте вращения ротора на 3% ниже максимальной, при этом тяга двигателя меньше максимальной на 10%. Используется этот режим при наборе высоты с большой скоростью.

Крейсерский режим (0,9 номинального) соответствует частоте вращения на 6% ниже максимальной, при которой тяга составляет 80% от максимальной.

Малый газ соответствует наименьшей частоте вращения ротора, при которой обеспечивается устойчивая работа двигателя. Тяга на этом режиме не должна быть более 70 кгс, чтобы не увеличивалась длина пробега самолета при посадке.

Время непрерывной работы двигателя на земле на режиме малого газа не должно превышать 10 мин.

Рис. 84. Зависимость тяги двигателя М701с-500 от атмосферных условий при n = 15 400 об/мин

Пользуясь характеристиками двигателя, необходимо учитывать, что в процессе эксплуатации самолета на детали газовоздушного тракта воздействует целый комплекс факторов, приводящих к износу деталей газовоздушного тракта, ухудшению их аэродинамического обтекания, изменению зазоров между деталями и т. д. Поэтому с увеличением наработки двигателя уменьшаются коэффициенты полезного действия компрессора и турбины, снижаются степень повышения давления и расход воздуха, ухудшается процесс сгорания, изменяются проходные сечения из-за коробления жаровых труб и лопаток соплового аппарата. В результате таких изменений происходит уменьшение тяги двигателя и рост удельного расхода топлива. С увеличением наработки снижение тяги двигателя происходит все более интенсивно. Опыт показывает, что за первые 100 ч наработки тяга может снижаться примерно на 0,5%, за 400 ч — на 1...8%, за 500 ч — на 9...10%, а удельный расход топлива за 400...500 ч увеличивается на 10...15%. Кроме того, следует учитывать изменение тяги двигателя в зависимости от атмосферного давления и температуры окружающего воздуха (рис. 84), а также то, что при установке двигателя на самолет Л-29 тяга снижается на 4...4,5% за счет гидравлических потерь на входе воздуха в двигатель.