11.3.3. Система воспламенения топлива в окс

Система зажигания предназначена для воспламенения топливно-воздушной смеси в основной камере сгорания при запуске двигателя на земле и в полете. Она включает в себя: агрегат зажигания и два пусковых воспламенителя.

Агрегат зажигания СК-224-6 – емкостной. Предназначен для преобразования напряжения источника питания в напряжение, необходимое для функционирования свеч запального устройства. Номинальная накопленная энергия - 6 Дж; частота следования разрядов на свечи запального устройства – 2 – 10 имп/с; потребляемый ток - 5±2 А. Режим работы агрегата – кратковременный. В исключительных случаях допускается производить подряд несколько включений без перерыва, общей длительностью не более 180 с.

Агрегат установлен на корпусе КНД.

Пусковой воспламенитель предназначен для воспламенения топливовоздушной смеси. Он состоит из полупроводниковой свечи 21 и корпуса 22 со штуцером 23 подвода кислорода.

Свеча – неразборная, экранированная, с керамическим изолятором между электродами свечи. Соединение свеч с агрегатом зажигания осуществляется двумя высоковольтными экранированными проводами. Искровой разряд происходит между электродами свечи по рабочей поверхности изолятора, покрытого полупроводниковым слоем. При запуске в полете в кольцевую полость между свечой и корпусом поступает кислород через штуцер 23.

При работе системы зажигания, по команде АПД к агрегату зажигания подается постоянный ток напряжением 27 В от электросистемы самолета. В результате накопления электрического заряда на накопительном конденсаторе агрегата и кратковременных разрядов конденсатора через межэлектродный промежуток свечи происходит воспламенение топливовоздушной смеси в камере сгорания. Подача кислорода в полете повышает надежность работы системы зажигания.

11.3.4. Система кислородной подпитки

Система кислородной подпитки предназначена для подачи кислорода в пусковые воспламенители основной камеры сгорания двигателя при запуске его в полете и пусковые воспламенители ГТДЭ при его запуске. Схема кислородной подпитки показана на рис. Приведенные на рис. элементы кислородной подпитки установлены на борту самолета.

На каждом двигателе и на ГТДЭ дополнительно установлены обратные клапаны, которые препятствуют поступлению газа в систему кислородной подпитки.

Бортовой кислородный баллон 2 емкостью 4 л заряжается от наземного источника питания до давления 150 кгс/см², с поправкой в зависимости от температуры окружающей среды. Давление при зарядке контролируется по манометру высокого давления 5. Кислородный редуктор КР-31 10 предназначен для понижения давления кислорода со 150 кгс/см² до рабочего давления 9,5-12 кгс/см². Контроль давления производится по манометру 9. Электропневмоклапаны 6 управляют подачей кислорода к пусковым блокам основной камеры сгорания двигателя в полете, а клапаны 7 – подачей кислорода в камеры сгорания стартеров-энергоузлов при запуске на земле. Управление клапанами 6 и 7 производится от АПД-99. Гибкие металлорукава II обеспечивают надежную работу системы при тепловых перемещениях двигателя и при деформациях фюзеляжа в полете.

Расход кислорода на один запуск двигателя в полете составляет 30 г. Расход на один запуск ГТДЭ составляет 10 г.

При запуске двигателя в полете, через 20 с после начала цикла запуска в полете, либо по достижении n_вд = 35% подача кислорода в пусковые воспламенители основной камеры сгорания двигателя прекращается.

При проведении неавтоматического запуска в полете, кислород поступает в пусковые воспламенители с начала цикла запуска до момента выключения выключателя ДУБЛИР. ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ.

При запуске ГТДЭ кислород поступает в его пусковые воспламенители по команде АПД. Через 10 с (или при отключении электростартера ГТДЭ) подача кислорода прекращается.