Реклама...

    


 
 
   главная двигатели турбовентиляторные
 
    Д-20П
       
Страна: СССР (Россия)
Тип: Турбореактивный двухконтурный двигатель

 

Двигатель Д-20П двухконтурный, двухвальный, с двухкаскадным компрессором, нерегулируемыми проходными сечениями и раздельным истечением потоков воздуха и газа из сопел наружного и внутреннего контуров.

Двигатель устанавливается на скоростных пассажирских среднемагистральных самолетах Ту-124.

Двухконтурная схема, по сравнению с обычним ТРД, позволяет значительно снизить удельные расходы топлива во всем диапазоне летных условий и режимов работы двигателя. Степень двухконтурности - отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур - принята равной единице на взлетном режиме.

Двухконтурная двухвальная схема двигателя со сжатием воздуха в двухкаскадном компрессоре позволяет, кроме того, значительно улучшить эксплуатационные данные, расширить диапазон устойчивой работы, облегчить запуск и улучшить приемистость двигателя.

Компрессор двигателя выполнен двухкаскадным, осевого типа. Первый каскад компрессора (компрессор низкого давления) - трехступенчатый, с первой сверхзвуковой ступенью - приводится второй (по ходу течения газа) турбиной.

Второй каскад компрессора (компрессор высокого давления), имеющий восемь ступеней, приводится первой турбиной.

Для обеспечения устойчивой работы компрессора при небольших числах оборотов на втором каскаде компрессора за III и IV ступенями предусмотрен перепуск воздуха в наружный контур двигателя.

Камера сгорания двигателя - трубчато-кольцевого типа, с двенадцатью жаровыми трубами диаметром 120 мм.

Камера сгорания расположена между вторым каскадом компрессора и первой турбиной.

Турбина двигателя - осевого типа, реактивная, трехступенчатая, состоит из первой и второй турбин.

Первая турбина (высокого давления) - одноступенчатая, с охлаждаемым диском и неохлаждаемыми лопатками ротора; лопатки соплового аппарата охлаждаются воздухом.

Вторая турбина (низкого давления) - двухступенчатая.

Сопла наружного и внутреннего контуров двигателя - сверхзвуковые, нерегулируемые.

Для установки и привода агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет, на двигателе установлены две коробки приводов, расположенные на разделительном корпусе.

Запуск и остановка двигателя, а также изменение режимов его работы, осуществляются одним рычагом управления. Запуск двигателя - автоматический, осуществляется системой питания и запуска СПЗ-19Б-48. Регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном режиме работы и различных скоростях и высотах полета производится автоматически, исходя из условий поддержания постоянного числа оборотов ротора второго каскада компрессора.

Для воспламенения топливо-воздушной смеси в жаровых трубах камеры сгорания на двигателе установлены агрегат зажигания СКНА-22-2А и две свечи СП-06ВП-1.

Подача масла для смазки и охлаждения подшипников двигателя осуществляется нагнетающей ступенью основного масляного насоса ОМН-35Б.

Откачка масла из масляных полостей осуществляется тремя ступенями масляного насоса откачки МНО-35БТЗ и откачивающей ступенью основного масляного насоса ОМН-35Б.

Двигатель состоит из следующих основных узлов и систем:

  • осевого трехступенчатого компрессора низкого давления (первого каскада);
  • разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов;
  • осевого восьмиступенчатого компрессора высокого давления (второго каскада);
  • трубчато-кольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;
  • одноступенчатой первой газовой турбины (высокого давления);
  • двухступенчатой второй газовой турбины (низкого давления);
  • двухконтурного выходного сопла;
  • системы смазки;
  • системы топливопитания и автоматического управления двигателем;
  • системы электропитания и запуска;
  • наружной арматуры и деталей крепления двигателя на самолете.

Двигатель оборудован противообледенительной системой, системой наддува герметических кабин самолета и отбором воздуха на наддув компрессора АК-150Н-2.


 



Двигатель Д-20П (вид слева)


Условное обозначение двигателя Д-20П
Тип турбореактивный, двухконтурный, двухроторный
Направление вращения роторов компрессора и турбины (если смотреть со стороны реактивного сопла) левое
Компрессор:
- тип осевой, двухкаскадный с первой сверхзвуковой ступенью первого каскада
- количество ступеней:
а) первого каскада 3
б) второго каскада 8
- степень повышения давления на номинальном режиме при стандартных условиях на земле (H=0, V=0):
а) первого каскада 2,4 ± 0,1
б) второго каскада 5,0 ± 0,1
- особенность конструкции компрессора имеет автоматически управляемые заслонки перепуска воздуха после III и IV ступеней второго каскада компрессора
Камера сгорания:
- тип трубчато-кольцевая
- количество жаровых труб 12
- размещение жаровых труб по окружности относительно оси двигателя
- нумерация жаровых труб против часовой стрелки, если смотреть со стороны сопла, считая первую верхнюю левую от вертикальной оси двигателя жаровую трубу
Турбина:
- тип осевая
- количество ступеней:
а) первой турбины 1
б) второй турбины 2
Реактивное сопло:
- тип двухконтурное
а) внутреннее сверхзвуковое, нерегулируемое
- площадь выходного сечения внутреннего сопла (подбиратеся за счет двух ступеней по размерам внутреннего конуса), м² 0,225 ± 0,002/0,235 ± 0,002
б) наружное сверхзвуковое, нерегулируемое
- диаметр выходного сечения насадка наружного сопла, имеющего по размерам две ступени, мм 774,5 ± 1
F=0,118 ± 0,0001 м²
777 ± 1
F=0,121 ± 0,001 м²
Габаритные размеры двигателя:
- длина, без входного самолетного устройства, мм 3304 ± 25
- диаметр, без учета местного выступания агрегатов, мм 976

Режимы работы двигателя в земных условиях (P=760 мм рт. ст., t= + 15° C, H=0, V=0)

Режим работы и время

Обороты первого каскада компрессора, об/мин

Обороты второго каскада компрессора, об/мин

Суммарная тяга, кГ

Удельный расход топлива, кг/(кг*т*час) не более

Средняя температура газа за турбиной в ° C, не более

Максимально взлетный (не более 5 мин непрерывной работы) 8550 ( + 75/ - 125) 98,5-100,5% 11700 ( + 50/ - 150) 96-98% 5400 - 2% 0,720 650
Номинальный (не ограничено) 7900 ( + 75/ - 125) 91-93% 11170 ( + 50/ - 150) 92-93,5% 4500 - 2% 0,690 575
0,85 номинального (не ограничено) 7450 ( + 75/ - 125) 85,5-88% 10850 ( + 50/ - 150) 89-91% 3800 - 2% 0,680 530
0,7 номинального 7000 ( + 75/ - 125) 80-82,5% 10550 ( + 50/ - 150) 89-91% 3150 - 2% 0,680 500
Малый газ - 6400 ( + 100) 53,5-54,5% 280 (не более) 500 (не более) 440 (не более)

 
Режимы работы двигателя в полете (H=11000 м, M=0,75)

Режим работы и время

Обороты первого каскада компрессора, об/мин

Обороты второго каскада компрессора, об/мин

Суммарная тяга, кГ

Удельный расход топлива, кг/(кг*т*час) не более

Средняя температура газа за турбиной в ╟ C, не более

Максимально взлетный (не более 5 мин непрерывной работы) 8800 ( + 50/ - 25) 102,5-103,5% 11580 ( + 50/ - 150) 95,5-97% 1510 - 2% 1,0 660
Номинальный (не ограничено) 8370 ( + 75/ - 125) 96,5-98,5% 11170 ( + 50/ - 150) 92-93,5% 1400 - 2% 0,935 590
0,85 номинального (не ограничено) 8030 ( + 75/ - 125) 92,5-94,5% 10850 ( + 50/ - 150) 92-93,5% 1270 - 2% 0,915 550
0,7 номинального 7700 ( + 75/ - 125) 88,5-90,5% 10550 ( + 50/ - 150) 86,5-88% 1150 - 2% 0,900 510



|
Уголок неба. 2004  (Страница:     Дата модификации: )



 

  Реклама: