Расчет осевого усилия КНД и вентилятора…..…243 1 страница

ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

Тема: «Осевой компрессор авиационного двигателя пассажирского самолета мощностью и степенью повышения давления »

Дипломант Руководитель проекта Доцент, к.т.н. Консультант по охране труда Доцент, к.т.н.   Консультант по экономике Профессор   Консультант по технологии Доцент, к.т.н.

1 1 1 1 1 1

И.Д. Цибигей Ю.В. Кожухов Т.Т. Каверзнева Д.П. Гасюк Н.И. Садовский

Санкт-Петербург, 2012 г.

Содержание

Список сокращений………………………………………………………………….5

Техническое задание………………………………………………………………...6

Введение……………………………………………………………………………...7

1.Расчет вентилятора……………………………………………………………….27

1.1. Определение массового расхода вентилятора…………………………….27

1.2. Вариантный расчет вентилятора…………………………………………...27

1.3. Построение пространственного потока…………………………………...42

Вариантные расчеты двух каскадов компрессора……………………………..45

2.1. Разбиение напора компрессора по каскадам……………………………45

2.2. Определение наружных размеров компрессора с учетом степени двухконтурности……………………………………………………………………46

2.3. Вариантные расчеты параметров КНД…………………………………...47

2.3.1. Расчет параметров на входе в компрессор…………………………47

2.3.2. Расчет параметров на выходе компрессора………………………..52

2.3.3. Определение параметров компрессора…………………………….55

2.4. Вариантные расчеты параметров КВД………………………………….66

2.4.1. Расчет параметров на входе в компрессор…………………………66

2.4.2. Расчет параметров на выходе компрессора………………………..68

3. Расчет компрессора низкого давления…………………………………………75

3.1. Предварительный поступенчатый расчет компрессора на среднем

радиусе…………………………………………………………………………..75

3.2. Расчет кинематики потока на среднем радиусе…………………………77

3.3. Уточненный поступенчатый расчет КНД на среднем радиусе…………79

3.4. Расчет ступеней КНД по сечениям……………………………………….84

3.5. Расчет геометрических параметров направляющих аппаратов КНД…..89

3.6. Основные газодинамические и конструктивные параметры КНД……..91

3.7. Расчет спрямляющего аппарата и определение параметров за компрессором……………………………………………………………………….91

3.8. Расчет КПД и мощности потребляемой КНД……………………………92

3.9. Расчет внешних утечек в КНД……………………………………………93

4. Расчет компрессора высокого давления………………………………………115

4.1. Предварительный поступенчатый расчет компрессора на среднем

радиусе…………………………………………………………………………....115

4.2. Расчет кинематики потока на среднем радиусе…………………………..115

4.3. Уточненный поступенчатый расчет КВД на среднем радиусе…………..116

4.4. Расчет ступеней КВД по сечениям………………………………………...116

4.5. Расчет геометрических параметров направляющих аппаратов КВД……117

4.6. Основные газодинамические и конструктивные параметры КВД………117

4.7. Расчет спрямляющего аппарата и определение параметров за компрессором……………………………………………………………………...117

4.8. Расчет КПД и мощности потребляемой КВД……………………………..119

5. Расчет характеристик КНД и КВД…………………………………………….139

5.1. Расчет характеристики КНД………………………………………………139

5.2. Расчет характеристики КВД………………………………………………161

6. Профилирование лопаток рабочих колес и направляющих аппаратов…….180

6.1. Профилирование лопаток КНД…………………………………………...180

6.2. Профилирование лопаток КВД…………………………………………...210

7. Прочностной расчет……………………………………………………………240

7.1. Расчет минимальной толщины стенки корпуса компрессора КНД……240

7.2. Расчет минимальной толщины стенки корпуса компрессора КВД…….242

7.3. Расчет осевых усилий……………………………………………………..243

Расчет осевого усилия КНД и вентилятора……………………..…243

7.3.2. Расчет осевого усилия КВД…………………………………………248

7.4. Расчет подшипниковых опор на долговечность…………………………251

7.5. Расчет критической частоты ротора………………………………...........255

7.5.1. Расчет критической частоты ротора КНД…………………….........255

7.5.2. Расчет критической частоты ротора КВД………………………….258

7.5.2. Расчет критической частоты ротора КВД………………………….260

8. Расчет на прочность лопатки первой ступени КНД……………………….…262

8.1. Геометрические характеристики лопатки…………………………………..262

8.1.1. Площадь поперечного сечения лопатки……………………………..262

8.1.2. Координаты центра тяжести поперечного сечения лопатки……….265

8.1.3. Осевые моменты инерции площади поперечного сечения лопатки……266

8.1.4. Главные центральные моменты инерции площади поперечного сечения лопатки……………………………………………………………….......268

8.2. Расчет напряженного состояния лопатки…………………………………..271

8.2.1. Напряжение растяжения под действием центробежной силы……..271

8.2.2. напряжение изгиба под действием газовых сил…………………….274

8.3. Расчет хвостовика лопатки…………………………………………………..279

8.3.1. Напряжение смятия на поверхности контакта…………………………...280

8.3.2. Напряжение растяжения…………………………………………………...282

8.3.3. Напряжение изгиба…………………………………………………………283

8.4. Расчет колебаний лопатки…………………………………………………...285

8.4.1. Собственная частота колебаний без учета вращения……………….285

8.4.2. Собственная частота колебаний с учетом вращения………………286

8.4.3. Построение резонансной (частотной) диаграммы……………………….289

9. Расчет на прочность лопатки первой ступени КВД………………………….291

9.1. Геометрические характеристики лопатки………………………………..291

9.2. Расчет напряженного состояния лопатки………………………………..293

9.3. Расчет хвостовика лопатки………………………………………………..299

9.4. Расчет колебаний лопатки………………………………………………...301

10. Охрана труда при эксплуатации осевого компрессора газотурбинного двигателя…………………………………………………………………………..306

10.1. Вентиляция………………………………………………………………..308

10.2. Освещение………………………………………………………………...309

10.3. Вибрация………………………………………………………………….310

10.4. Шум………………………………………………………………………..311

10.5. Электробезопасность…………………………………………………….314

10.6.Обеспечение безопасности при эксплуатации систем, находящихся под давлением………………………………………………………………………….315

10.7. Взрыво- и пожаробезопасность………………………………………….316

10.8. Заключение………………………………………………………………..318

11. Технико-экономическое обоснование проекта……………………………...320

11.1. Расчет затрат……………………………………………………………...321

11.2. Результат внедрения проекта……………………………………………323

12. Технология изготовления стакана…………………………………………...325

12.1. Маршрутно-технологическая карта……………………………………..325

12.2. Операционная карта……………………………………………………...326

12.3. Эскизы к операциям……………………………………………………...329

13. Описание конструкции……………………………………………………….332

Список литературы………………………………………………………………..335

Список основных сокращений

КВД – компрессор высокого давления

КНД – компрессор низкого давления

КПД – коэффициент полезного действия

КПВ – клапан перепуска воздуха

КС – камера сгорания

НА – направляющий аппарат

СА – спрямляющий аппарат

РНА – регулируемый направляющий аппарат

РК – рабочее колесо

ТВ – турбина вентилятора

ТНД – турбина низкого давления

ТВД – турбина высокого давления

Техническое задание

Тема проекта: Осевой компрессор авиационного двигателя пассажирского самолета со степенью повышения давления и мощностью .

Исходные данные к проекту:

Осевой компрессор для дозвукового турбореактивного двухконтурного двигателя со степенью двухконтурности m =5,6.

Рабочее вещество - воздух.

Температура начальная по полным параметрам =288 К;

Давление начальное по полным параметрам Па;

Число Маха набегающего потока M =0 (взлётный режим);

Степень повышения давления в компрессоре ;

Степень повышения давления в вентиляторе ;

Массовый расход компрессора

Мощность компрессора .

Введение

Осевые компрессоры широко применяются в соединении с газовой турбиной в системе реактивных двигателей самолетов, в силовых электроустановках в доменном производстве, в сталелитейном производстве, в химической и нефтеперерабатывающей промышленности.

Деление компрессоров данного типа можно произвести по отраслям применения. Компрессоры авиационных газотурбинных двигателей, судовых газотурбинных двигателей и компрессоры стационарных газотурбинных установок.

Стационарные компрессоры применяются с приводным двигателем (газовый тип паровой турбиной) для подачи воздуха или газов для технологических нужд.

Компрессоры данного типа применяют в металлургии для подачи воздуха в доменные печи, в других отраслях производства, где технологический воздух необходимый фактор технологического процесса.

Главная область применения транспортных осевых компрессоров – авиация, что объясняется их несомненными достоинствами по сравнению с другими типами машин: малым удельным весом, возможностью получения больших мощностей в малых габаритах, непрерывностью рабочего процесса, наличием только вращательного движения элементов конструкции.

В авиации компрессоры применяются и во вспомогательных агрегатах – пусковых устройствах для основного газотурбинного двигателя (турбостартерах), устройствах для обеспечения летательного аппарата сжатым воздухом (турбокомпрессорах).

Полезный технический эффект компрессора достигается при движении воздуха во вращающихся лопаточных каналах рабочего колеса. Возникающие при этом силы гидродинамического давления и силы взаимодействия между лопатками и рабочим телом позволяют осуществлять преобразование механической энергии в энергию давления.

Осевые компрессоры характеризуются высоким КПД, достигающим в наиболее совершенных конструкциях 90 - 94 %, и большой производительностью - до 450 кг / с и выше. Степень повышения давления может быть доведена до 8 и выше при окружной скорости 300 - 320 м / с. Осевые компрессоры имеют также высокую частоту вращения ротора, хорошо согласующуюся с оптимальной частотой вращения газовых турбин, и относительно малый диаметр корпуса. Недостатками осевых компрессоров являются сложность производства большого числа лопаток, склонность к загрязнению, уязвимость лопаток при попадании в проточную часть взвешенных частиц, влаги и посторонних предметов.

Осевые компрессоры можно классифицировать по следующим признакам.

1. По отношению скорости воздуха в проточной части компрессора к скорости звука — дозвуковые и сверхзвуковые осевые компрессоры.

2. По числу роторов — однороторные (однокаскадные) и двухроторные (двухкаскадные) компрессоры. В последнем случае роторы располагаются последовательно и приводятся от двух газовых турбин. Принципиально возможно осуществить концентричное распо­ложения роторов с противоположным направлением их вращения так, чтобы рабочие лопатки одного из них были расположены внутри барабана и служили направляющими лопатками для второго ротора. Однако такое расположение роторов создает большие конструк­тивные трудности и по этой причине не применяется.

3. По конструкции ротора — компрессоры с роторами дискового, барабанного и смешанного типа. В настоящее время приме­няются преимущественно конструкции смешанного типа.

Рис.1 Типы роторов осевых компрессоров:

а- барабанный; б- дисковый; в- смешанный

4. По способу профилирования проточной части компрессора:

- при постоянном наружном диаметре всех колес и увеличиваю­щемся диаметре втулок;

- при постоянном среднем диаметре всех колес и соответственно уменьшающемся наружном диаметре колес и увеличивающемся диа­метре втулок;

- при постоянном диаметре втулок и уменьшающемся наружном диаметре колес;

- при комбинациях из двух указанных способов, например, при постоянном наружном диаметре у одной части колес и постоянном диа­метре втулок у остальной части колес.

Рис.2 Способы профилирования проточной части компрессора:

а- при постоянном наружном диаметре всех колес; б- при постоянном среднем диаметре всех колес; в- при постоянном диаметре втулок; г- при комбинации D=const и d=const

5. По конструкции корпуса — компрессоры с неразъемными и разъ­емными (с разъемом в плоскости оси ротора или перпендикулярно ей) корпусами, литыми из алюминиевого сплава или сварными из листовой стали или титанового сплава.

6. По способу устранения помпажа — компрессоры с поворотными направляющими лопатками или с клапанами перепуска воздуха, или одновременно с поворотными лопатками и кла­панами перепуска.

Осевые компрессоры находят применение там, где требуются большие подачи воздуха при сравнительно небольшом давлении. Наибольшее распространение осевые компрессоры находят в газотурбинных установках.

Газотурбинный двигатель (ГТД) – тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Газотурбинные двигатели начали применяться в авиации в конце Великой Отечественной войны. За сравнительно короткий срок поршневые двигатели были совершенно вытеснены из скоростной авиа­ции и заменены газотурбинными двигателями. Причины такого быстрого внедрения ГТД в авиацию заключаются в том, что во многих отношениях они оказались более совершенными, чем поршневые. В ГТД можно было получить весьма большую силу тяги при малом весе, при этом поперечные габаритные размеры, отнесенные к силе тяги, оказались во много раз меньшими, чем у лучших поршневых двигателей. Установка газотурбинных двигателей на самолете позволила резко повысить ско­рость полета. Уже первые самолеты с ГТД имели скорость около 960 км/час, в то время как максимальная скорость самолетов с поршне­выми двигателями достигла только 756,6 км/час.

Особую актуальность в настоящее время приобретает создание среднемагистральных пассажирских самолётов, что выдвигает новые требования к их двигателям. Наиболее успешной отечественной конструкцией двигателя для таких самолётов является турбореактивный двухконтурный двигатель Д-36.

Турбореактивный двигатель (ТРД) - ГТД, в котором энергия сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи газа, вытекающую из реактивного сопла.

Турбореактивный двухконтурный двигатель - ТРД с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подво­димого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура, [20].

Первенцем двухконтурных ТРД с маркой «АИ» стал АИ-25, кото­рый победил в конкурсе среди двигателей для самолета местных воз­душных линий Як-40.

Этот ТРДД выполнен по двухроторной схеме, имеет умеренные па­раметры рабочего процесса, малую массу, небольшой расход топлива, достаточно прост по конструкции, технологичен в производстве.

Опыт эксплуатации самолета Як-40 во многих странах подтвердил вы­сокую надежность двигателя АИ-25. Двигателю был установлен на­значенный ресурс 2400 ч, который к середине 1990-х гг. был доведен до 18 тыс. ч.

Впервые в практике отечественного авиастроения этот двигатель прошел весь комплекс летных и сертификационных испытаний на со­ответствие зарубежным нормам летной годности. Всего было изготов­лено 6326 ТРДД АИ-25. Двигатель также использовался на модифика­циях Як-40ДТС, Як-40К, Як-40П и на сельскохозяйственном самоле­те М-15.

Для запуска маршевых турбовинтовых двигателей АИ-20Д, АИ-20, АИ-24, а также питания бортовой сети вертолетов и других целей в 1960 г. был разработан вспомогательный ТРД АИ-8, который ис­пользовался также в составе аэродромного пускового агрегата АПА-8. Для запуска АИ-25 и ТВЗ-117 созданы двигатели ВСУ АИ-9 и АИ-9В. Эти пусковые двигатели применяются на вертолетах Ми-6, Ми-8, Ми-24, Ка-32, в корабельных и энергетических установках, [19].

В 1973 г. для реактивных учебно-тренировочных самолетов (УТС) была разработана модификация АИ-25ТЛ. По сравнению с базовым этот двигатель имеет увеличенную на 15 % тягу, повышенные степень сжатия и температуру газа перед турбиной, охлаждаемую ступень турбины. АИ-25ТЛ оборудован специальной системой смазки, обеспечивающей работу подшипников при выполнении фигур высшего пилотажа. Чешский УТС L-39 с этим двигателем нашел массовое применение во многих странах.

Модификация АИ-25ТЛК создана для китайского двухместного учебно-тренировочного самолета K8-J.

В соответствии с межправительственным соглашением о создании на базе самолета L-39 УТС с улучшенными техническими данными в ЗМКБ «Прогресс» создали более мощный и экономичный двигатель ДВ-2. Наименование двигателя означает: Д — Днепр, В — Вах (река вблизи г. Поважска Быстрица), 2 — второе сотрудничество. Он отли­чается компактной модульной конструкцией и умеренными требова­ниями к обслуживанию в эксплуатации. В 1990 г. ДВ-2 успешно про­шел государственные испытания и был передан в серийное производ­ство на завод ЗВЛ «Поважске строярне» в Словакии. Он устанавли­вался на УТС L-59.

На основе двигателя ДВ-2 в Чехословакии были разработаны про­екты следующих двигателей: ТРДД ДВ-2Б увеличенной тяги, ТРДД с большой (т = 5) степенью двухконтурности ДВ-22, ТРДДФ ДВ-2Ф, ТВаД ДВ-12.

Степень двухконтурности - параметр турбореактивного двигателя, показывающий отношение расхода воздуха через внешний контур двигателя к расходу воздуха через внутренний контур. Чем больше величина этого параметра, тем больший КПД двигателя удаётся получить, [18].

Термин «степень двухконтурности» относится к области реактивных двигателей. Он определяется как отношение между массовым расходом воздуха, проходящим через внешний контур двигателя к массовому расходу воздуха через внутренний контур двигателя.

Большая степень двухконтурности обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя.

Меньшая степень двухконтурности обеспечивает большую скорость реактивной струи, которая необходима для достижения высоких, обычно сверхзвуковых скоростей. Она увеличивает удельный расход топлива.

В середине 1970-х гт. впервые в практике отечественного авиадвигате- лестроения на основе прогрессивных конструкторских и технологических решений конструкторами ЗМКБ «Прогресс» был разработан проект тур­бореактивного двигателя Д-36 с высокой степенью двухконтурности.

Рис.3 Схема двигателя Д-36

Конструкция Д-36 выполнена по трехвальной схеме с широким использованием титана и применением принципа модульности, что позволяет производить замену отдельных модулей двигателя непосредственно в эксплуатации. Модули двигателя: колесо вентилятора, спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробка приводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опоры турбины, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, промежуточный корпус в сборе с компрессором высокого давления. В конструкции используются всего шесть подшипников. Межвальные подшипники исключены. Д-36 включает в себя одноступенчатый трансзвуковой вентилятор с 29 титановыми лопатками ротора, шестиступенчатый компрессор низкого давления с нерегулируемым ВНА (титановые диски и лопатки ротора и стальные лопатки статора), семиступенчатый компрессор высокого давления с регулируемым ВНА (диски и лопатки последних двух ступеней стальные), кольцевую камеру сгорания с 24 форсунками, одноступенчатую турбину высокого давления (конвекционно-пленочная система охлаждения), одноступенчатую неохлаждаемую турбину низкого давления, трехступенчатую турбину вентилятора (охлаждаемые воздухом диски) и выходного устройства (кожух заднего подшипника и сопло). Для повышения надежности Д-36 в его узлах реализованы такие прогрессивные технические решения, как вентиляторные лопатки с высоким КПД и повышенной прочностью, способные в полете выдерживать удар птиц, непробиваемый корпус вентилятора, упроченный композиционными материалами, упруго-масляные демпферы подшипниковых опор, электронно-лучевая сварка роторов и другие.

Двигатель имеет узлы универсальной подвески, которая позволяет устанавливать его на пилоне сверху или снизу крыла, в фюзеляже, на левом и правом боковых пилонах фюзеляжа. В выходной части наружного контура на двигатель может быть установлено устройство реверса тяги, [20].

Рис.4 Двигатель Д-36

Двигатель Д-36 устанавливается на самолеты Як-42, Ан-72 и Ан-74. В эксплуатации находятся двигатели 1, 1А, 2А и ЗА серий. В 1993 г. двигатель был сертифицирован.

Рис.5 Д-36

На базе двигателя Д-36 в ЗМКБ «Прогресс» был разработан самый мощный (N₃ = 8380 кВт) в мире турбовальный двигатель Д-136 для вертолетов Ми-26 и Ми-26Т. В 1977 г. начались его стендовые испы­тания, а в 1982 г. он был передан в серию.

Двигатель Д-136 состоит из семи модулей, пять из которых иден­тичны соответствующим модулям Д-36, что значительно упрощает се­рийное производство и ремонт. Двигатель Д-136 имеет сертификат типа, выданный Авиарегистром Межгосударственного авиационного комитета в 1994 г.

_{Рис.6 Двигатель Д-136}

Новым крупным достижением ЗМКБ «Прогресс» стало созда­ние двигателя Д-18Т для сверхтяжелых транспортных самолетов Ан-124 «Руслан» и Ан-225 «Мрия». При этом был решен целый ряд научно-технических проблем в области газодинамики, прочности, теплообмена, трехмерного математического моделирования, авто­матизации проектирования и технологии производства. В качестве прототипа для газодинамического проектирования Д-18Т был ис­пользован двигатель Д-36 с некоторой корректировкой основных узлов.

Д-18Т имеет технические данные на уровне лучших зарубежных дви­гателей для гражданской авиации. Характерный для этого двигателя низ­кий удельный расход топлива достигнут благодаря большим значениям степеней повышения давления и двухконтурности. Малая удельная мас­са двигателя достигнута благодаря высоким параметрам рабочего цикла, его рациональной конструкции, применению современных материалов и технологий. Как и Д-36, двигатель Д-18Т выполнен по трехроторной схеме. Он состоит из 17 модулей, которые могут заменяться непосредст­венно в процессе эксплуатации без капитальных заводских ремонтов, что позволяет эксплуатировать двигатель по техническому состоянию. ТРДД Д-18Т серийно производится ОАО «Мотор-Сич» с 1984 г.

В 1979 г. специалисты ЗМКБ «Прогресс» начали проектирова­ние винтовентиляторного двигателя Д-236Т с редуктором для привода соосных винтовентиляторов противоположного вращения на базе газогенератора Д-36. В 1981г. был разработан его эскизный проект, в 1985 г. начались стендовые испытания, в 1987 г. — летные испытания.

В то же время проводились работы по созданию принципиально нового винтовентиляторного двигателя Д-27 с высокими параметра­ми газодинамического цикла для транспортных самолетов Ан-70и Ан-70Т. Этот двигатель имеет значительно более высокую топливную эффективность по сравнению с современными турбореактивными двухконтурными двигателями. Первые испытания газогенератора Д-27 были проведены в 1988 г. В 1990 г. он был установлен на летаю­щую лабораторию Ил-76 и успешно прошел полный комплекс иссле­дований. В 1993 г. четыре двигателя Д-27 были установлены на первом экземпляре Ан-70.

Двигатель Д-27 предназначен для совместной работы с двухряд­ным вентилятором, входящим в состав силовой установки самолета. Он выполнен по трехроторной схеме и состоит из двухкаскадного га­зогенератора, включающего в себя осевой компрессор низкого давле­ния (первая и вторая ступени сверхзвуковые), осецентробежный трехступенчатый компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину высокого давления с монокри­сталлическими рабочими лопатками, имеющими трехмерное профи­лирование, одноступенчатую турбину низкого давления, силовые корпуса и коробки приводов. В состав двигателя кроме газогенератора входит привод винтовентилятора, включающий четырехступенчатую турбину, валопровод и планетарный редуктор. Двигатель Д-27 является первым в мире маршевым ТВВД.

Дальнейшим развитием ТРДД Д-36, серийное производство кото­рого было начато в 1977 г., стало семейство двигателей Д-436.

В 1985 г. началось серийное производство ТРДД Д-436. В настоя­щее время разработаны двигатели Д-436Т1, Д-436Т2, Д-436Т1-134 для современных пассажирских авиалайнеров Ту-334-100, Ту-334-200, Ту-334-300 и модифицированных Ту-134М, Як-142 и Ан-74-300, а для самолета-амфибии Бе-200 — двигатель Д-436ТП. Для обеспечения летных испытаний самолета Ан-148 создан двигатель Д-436-148.

Рис.7 Двигатель Д-436-148

В сентябре 1998 г. и в феврале 1999 г. Бе-200 и Ту-334-100 соответ­ственно совершили свои первые полеты. Двигатели Д-436Т1/Т2/Т3 являются развитием базового ТРДД Д-36. Они также выполнены по трехроторной схеме. Каждый ротор опирается на две опоры. Одно­ступенчатый вентилятор (с одноступенчатой подпорной ступенью на модификациях Д-436Т1/Т2) приводится трехступенчатой турбиной. Компрессор низкого давления имеет шесть ступеней, а компрессор высокого давления — семь. Каждый из компрессоров приводится од­ноступенчатой турбиной. Кольцевая камера сгорания имеет 18 топливных форсунок и два воспламенителя. ТРДД Д-436Т, снабженный реверсом тяги, производится с 1990 г., Д-436Т1 — с 1995 г., Д-436Т2 — с 1996 г. Серийное производство осуществляется ОАО «Мотор-Сич» (Украина), ММПП «Салют» (г. Москва) и ОАО «УМПО» (г. Уфа).

Двигатели Д-36 1 серии, серии 1Э предназначены для пассажирских самолетов Як-42 и Як-142, а двигатели Д36 серий 2А и 3А - для транспортных самолетов Ан-72 и Ан-74.

Рис.9 Двигатель Д-36 серии 2А(3А)

Качество и надежность двигателя обеспечиваются совершенством конструкции и высокой степенью отлаженности процесса массового производства.

Удобство в обслуживании и возможность глубокой диагностики состояния работы двигателя на крыле позволяют надежно эксплуатировать двигатели по техническому состоянию.

Рис.8 Двигатель Д-436Т

Таблица №1

Основные параметры

Марка двигателя	Взлетный режим Р=0; М=0	Крейсерский режим Н=11 км; М=0,8	Тназ, ч	Mдв, кг	Lдв, м	Dдв, м	Dвх, м	Год выхода на испытания и начала серийного производства
Р, кН (кгс)	Суд, кг/(кН∙ч) (кг/(кгс∙ч))				m	Р, кН (кгс)	Суд, кг/(кН∙ч) (кг/(кгс∙ч))	Стендовые	Государствен-ные	Летные	Серия
Д-36	63,7 (6500)	37,2 (0,365)		20,2		5,6	15,7 (1600)	66,2 (0,649)			3,47	1,711	-
Д-436Т	73,58 (7500)	37,5 (0,375)	-	-	-	5,5	12,75 (1300)	64,2 (0,63)	-		3,753	1,953	1,373		-	-
Д-436Т1	(7650)	37,7 (0,37)	-	25,2		4,95	14,7 (1500)	(0,608)			-	-	1,373			-
Д-436Т2	80,3 (8190)	38,3 (0,376)	233,5	26,2		4,9	15,7 (1600)	62,9 (0,617)			-	-	1,373	-		-
Д-436Т3	88,2 (9000)	-	-	-	-	-	19,6 (2000)	(0,605)	-		-	-	1,36	-	-	-	-
Д-436ТП	73,58 (7500)	37,7 (0,37)	-	22,7		4,91	12,75 (1300)	66,3 (0,65)			-	-	1,36	-		-	-

Дата добавления: 2015-10-24