Ivchenko AI-20

El Ivchenko AI-20 ( en ruso : Ивченко АИ-20 ) es un motor turbohélice soviético desarrollado por la oficina de diseño Ivchenko en la década de 1950. Se fabricó en grandes cantidades y sirvió como motor tanto para el avión de transporte Antonov An-12 como para el avión de pasajeros Ilyushin Il-18 .

El AI-20 fue el primer motor de turbina de gas desarrollado por la oficina de diseño dirigida por Oleksandr Heorhiiovych Ivchenko, con sede en Zaporizhzhia , URSS , que anteriormente se había concentrado en pequeños motores de pistón como los radiales Ivchenko AI-14 y AI-26 . Fue diseñado como una planta motriz potencial para el nuevo y gran avión de pasajeros Ilyushin Il-18 y el Antonov An-10 , que serían propulsados ​​por cuatro turbohélices , en competencia con los motores Kuznetsov NK-4 . Ambos motores fueron probados en el lote de preproducción de 20 Il-18, pero el motor Ivchenko fue elegido para la producción en serie, ^{[ 1 ]} posiblemente debido a un accidente causado por una falla en vuelo de un motor NK-4, y posiblemente debido al deseo de que los motores del An-10 ucraniano también se construyeran en Ucrania. ^{[ 2 ]}

El Il-18B estaba propulsado por cuatro turbohélices Ivchenko AI-20A Serie 1, cada una con una potencia de despegue de 2985  kW (4000 shp) y una potencia sostenida de 2090  kW (2800 shp) a altitud de crucero. Las primeras unidades del Il-18A se equiparon inicialmente con motores Kuznetsov NK-4, pero pronto se sustituyeron por los AI-20. Las unidades posteriores del Il-18B incorporaron motores AI-20A Serie 2, con las mismas potencias, pero con mejoras técnicas; por lo tanto, las aeronaves más antiguas se actualizaron con los motores de la Serie 2. Los AI-20 impulsaban hélices reversibles de paso variable de cuatro palas con un diámetro de 4,5 metros (14 pies 9 pulgadas), que presentaban prominentes conos de hélice y accionamiento hidráulico para el paso de la hélice. Los motores estaban montados sobre el ala e incluían extintores integrados. El arranque de los motores se realizaba mediante motores eléctricos, cuya alimentación provenía de un carro de tierra. ^{[ 3 ]}

El AI-20 es un turbohélice de un solo eje con un compresor axial de diez etapas y una turbina de potencia de tres etapas, y está diseñado para funcionar a velocidad constante. ^{[ 4 ]} Un gran problema con los primeros motores de producción fue la baja fiabilidad de los motores AI-20, que tenían un tiempo entre revisiones (TBO) de entre 600 y 750 horas. Finalmente se introdujo la variante de motor AI-20K, con un TBO de 2000 horas, poco impresionante para los estándares modernos, pero una gran mejora. Un problema que nunca se abordó fue el ruido; los turbohélices son relativamente ruidosos y los altos niveles de ruido eran un problema para los pasajeros. Como se mencionó, la vida útil del motor era inicialmente baja en comparación con los motores occidentales contemporáneos, reportándose entre 600 y 750 horas en 1964, ^{[ 5 ]} pero posteriormente se mejoró mediante el desarrollo continuo a 8000 horas, con una vida útil de 22 000 horas en la serie AI-20D 5M. ^{[ 6 ]}

La producción en serie se llevó a cabo en Zaporizhzhia ( Motor Sich ) y en la planta de motores de Perm ( UEC-Perm Engines ), URSS, en 1958, y también se fabricó bajo licencia en China como WJ-6 . Se han fabricado aproximadamente 14 000 AI-20 en total. ^{[ 7 ]}

Serie AI-20A 1

Variante de producción inicial para la versión temprana del IL-18 que producía 2985 kW (4000 shp). El TBO era de 200 a 400 horas.

Serie AI-20A 2

Variante de producción mejorada con las mismas potencias pero con mejoras técnicas; los aviones más antiguos se actualizaron con los motores de la Serie 2. El TBO era de (600–750 horas).

IA-20K

Con esta variante mejorada, se abordaron la fiabilidad y la durabilidad. El TBO aumentó a 2000 horas. Esta se convirtió en la variante de producción estándar.

IA-20M

Esta variante representó una mejora significativa con respecto a las variantes de motor anteriores en todos los aspectos. El AI-20M aumentó la potencia de despegue de 2985 kW (4000 shp) a 3169 kW (4250 shp), mejorando el rendimiento de despegue en condiciones de alta temperatura y altitud, y permitiendo mayores pesos de despegue. También se lograron mayores potencias continuas (2700 shp), lo que resultó en un crucero más eficiente. Además de estas ventajas, el AI-20M también tenía buena fiabilidad, era más ligero y, en particular, presentaba un consumo específico de combustible (SFC) mucho mejor. ^{[ 3 ]}

IA-20D

Esta variante experimentó una mejora significativa en la potencia. El consumo de combustible también mejoró ligeramente. El AI-20D también se conoce comúnmente como AI-20D serie 4. Su potencia se incrementó a 5180 shp.

Serie AI-20D 5

Esta variante se basa en el éxito de la serie 4. La mayoría de los parámetros de rendimiento se mantuvieron sin cambios, siendo la única mejora significativa la fiabilidad y la durabilidad. El intervalo entre revisiones (TBO) y la vida útil se incrementaron a 6000 horas y 20 000 horas, respectivamente.

Serie AI-20D 5M o AI-20DM

Esta es la variante final desarrollada. El AI-20DM es esencialmente igual que el AI-20D serie 5, con la única diferencia en la configuración de potencia. El AI-20DM tiene una potencia reducida a 4750 shp (potencia de despegue), lo que permite que el motor tenga una vida útil prolongada y un TBO (tiempo antes de revisión) mayor. En consecuencia, el tiempo antes de revisión (TBO) aumenta a 8000 horas, con una vida útil de 22 000 horas. ^{[ 8 ]}

Datos de Jane's All The World's Aircraft 1993–94, ^{[ 9 ]} Sitio web de Motor Sich, ^{[ 8 ]} Aircraft engines of the World 1970 ^{[ 10 ]}

Características generales

• Tipo: Turbohélice de un solo eje
• Longitud: 3096  mm (121,9  pulgadas)
• Diámetro: 450  mm (18  pulg.) (carcasa de admisión) ^{[ 10 ]}
• Ancho : 842  mm (33,1  pulgadas)
• Altura : 1180  mm (46  pulgadas)
• Peso en seco: 1.040  kg (2.290  lb)

Componentes

• Compresor: Compresor axial de 10 etapas con 4 válvulas de derivación para arranque y funcionamiento transitorio.
• Cámaras de combustión : Anulares con 10 conos quemadores.
• Turbina : flujo axial de 3 etapas
• Tipo de combustible: Combustibles de queroseno de aviación como el JP-4
• Sistema de aceite: Alimentación a presión, totalmente recirculante.

Actuación

• Potencia máxima: 3.170  kW (4.250  shp) (equivalente) para el despegue a 12.300 rpm a nivel del mar / (2.900  kW (3.900  shp) + 2,35  kN (529  lbf))

• Potencia máxima de crucero: 2600  kW (3500  shp) (equivalente) a 630  km/h (390  mph; 340  nudos) a 8000  m (26 000  pies)

• Velocidad de funcionamiento del motor: 12.300 rpm
• Ralentí del motor: 10.400 rpm
• Relación de presión global : 7,6:1 (despegue) a 9,2:1 (crucero)
• Caudal másico de aire: 20,7  kg/s (46  lb/s) a 12.300 rpm
• Temperatura de entrada de la turbina: TIT máx. 1170  K (900  °C) a nivel del mar; JPT 833  K (560  °C)
• Consumo específico de combustible :

• Consumo específico de combustible al despegue: 0,322  kg/kWh (0,529  lb/(hp⋅h))
• Consumo específico de combustible en crucero: 0,264  kg/kWh (0,434  lb/(hp⋅h))

• Relación potencia-peso : 3,07  kW/kg (1,87  shp/lb) (potencia equivalente al despegue) ^{[ 10 ]}

Motores comparables

• Allison T56
• Bristol Proteus
• General Electric T64
• Pratt & Whitney Canadá PW100
• Rolls-Royce Tyne

Listas relacionadas

• Lista de motores de aeronaves

• Motorsich archivado el 25/03/2014 en Wayback Machine.