АІ-20 ― одновальний турбогвинтовий авіаційний двигун.
Історія створення Розробка двигуна почалась на ДКБ-478 в 1956 для задоволення потреб АНТК імені Олега Антонова та ДКБ ім. Ілюшина. В 1957 році проведено державні випробування двигуна і розпочатий серійний випуск на моторобудівних заводах в Запоріжжі (Мотор Січ) та Пермі. Загалом на обох заводах випущено понад 14000 двигунів АІ-20 усіх модифікацій.
АІ-20 ― одновальний турбогвинтовий авіадвигун з осьовим 10-ступінчастим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступеневою турбіною, планетарним редуктором, нерегульованим реактивним соплом. Двигун працює з флюгерним гвинтом змінюваного кроку лівого обертання АВ-64, АВ-68Д, АВ-68ДМ, АВ-68І. Як паливо використовується авіаційний гас марок Т-1, ТС-1, РТ.
Технічний опис Двигун АІ-20 складається з наступних основних вузлів: Планетарного редуктора Лобового картера Осьового 10-ступеневого компресора Кільцевої камери згоряння Триступеневої осьової турбіни Нерегульованого реактивного сопла Агрегатів, які обслуговують роботу двигуна і літака
Редуктор Розміщений у передній частині двигуна, призначений для зменшення обертів ротора двигуна і передачі надлишкової потужності газової турбіни на обертання вала синхронного генератора.
Редуктор складається з: планетарної ступені; щаблі перебору; вивідного валу; механізму вимірювача крутного моменту. Усі агрегати редуктора змонтовані в картері з магнієвого сплаву. Привід ротора двигуна до механізму редуктора здійснюється провідним валом-ресорою.
Компресор Призначений для всмоктування, стиснення і подачі повітря в камеру згоряння. Компресор двигуна АІ-20 десятиступеневий, дозвуковий, осьовий. Ротор компресора барабанно-дискової конструкції, складається з десяти окремих дисків, які несуть на своїх вінцях робочі лопаті. До заднього фланця корпусу кріпиться вузол камери згоряння. Диски, задній вал і робочі лопаті ротора виготовлені з високоякісної нержавіючої сталі.
Вузол камери згоряння Складається з корпусу зварної конструкції з нержавіючої сталі; камери згоряння кільцевого типу; робочих паливних форсунок; запальників; паливного колектора; ряду дрібних вузлів. Камера згоряння виготовлена з листового жароміцного матеріалу. До лобового кільця приварені десять головок. Конструкція камери згоряння забезпечує займання і швидке перекидання полум'я при запуску.
Турбіна Призначена для перетворення теплової енергії гарячих газів в механічну роботу обертання ротора двигуна. Турбіна двигуна АІ-20 осьова, реактивна. Вона приводить в обертання компресор, агрегати двигуна і передає надлишкову потужність на вал генератора. Ротор турбіни консольного типу, складається з трьох робочих коліс та валу, з'єднаних між собою болтами. Робочі лопаті турбіни та диски виконані з жароміцних та жаростійких матеріалів.
Модифікації АІ-20 ― базовою потужністю 4000 к.с. Встановлювався на Ан-10, Ан-12. АІ-20Д ― форсований до 5180 к.с. Встановлювався на Ан-8, Ан-32, Бе-12. АІ-20ДК ― доопрацьований для гідролітака Бе-12ФС. Встановлювався на Ан-32. АІ-20К ― для літака Іл-18В. Випускався в 1963-1965 роках. АІ-20М ― форсований до 4250 к.с. Встановлювався на Ан-12БК, Іл-18Д, Іл-38.
Характеристики версій двигуна
Параметр АІ-20К АІ-20М АІ-20Д серії 4 АІ-20Д серій 5 АІ-20Д серії 5М Суха маса кг. 1080 1040 1040 1040 1040 Злітний режим (Н=0, Мп=0, MCA) Потужність еквівалентна, е.к.с. (е.кВт) 4000(2941) 4250 (3125) 5180 (3809) 5180 (3809) 4750 (3493) Питома витрата палива, кг/е.к.с.*год (кг/кВт*год) 0,270 (0,367) 0,239 (0,325) 0,227 (0,309) 0,227 (0,309) 0,230 (0,313)Максимальний крейсерський режим (Н=8000 м; Мп=0,57; MCA) Потужність на валу повітряного гвинта,е.к.с. (е.кВт) 2490 (1844) 2700 (1986) 2990 (2214) 2725 (2004) 2725 (2004) Питома витрата пального кг/кгс∙ч 0,210 (0,286) 0,197 (0,268) 0,196 (0,266) 0,199 (0,271) 0,199 (0,271)Надзвичайний крейсерський режим (Н=8000 м; Мп=0,57; MCA) Потужність на валу повітряного гвинта,е.к.с. (е.кВт) 5180(3809)
Примітки
Джерела http://www.motorsich.com/files/83-AI-20.pdf