Турбореактивный авиационный двигатель д-20п.

      Комментарии к записи Турбореактивный авиационный двигатель д-20п. отключены

Разработчик: ОКБ-19 (на данный момент — КБ ОАО «Авиадвигатель»)
Страна: СССР
Начало разработки: 1955 г.
Национальные опробования: 1960 г.

Разработка двигателя была начата в ОКБ-19, в 1955 году под управлением П.А.Соловьёва. Перебрав разные варианты, П.А.Соловьев остановился на идее двухконтурного двигателя, которую внес предложение превосходный коммунистический авиаконструктор A.M.Люлька. Двухконтурный двигатель при малых размерах и массе давал слово дать экономию топлива и значительную тягу.

Но у нас, да и за границей в то время фактически не было опыта и работы над ним.

Двигатель, названный Д-20П, прошёл Национальные опробования в первой половине 60-ых годов двадцатого века, эксплуатировался на самолетах Ту-124. Двигатель Д-20П и его модификация Д-20ПО испытывалась на самолёте Ту-110.

Турбореактивный авиационный двигатель д-20п.

Двигатель Д-20П.

Двигатель выпускался с 1960 года по 1979 год на ОАО «Пермский моторный завод». Было произведено более 700 экземпляров.

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

Двухконтурная схема, если сравнивать с обычним ТРД, разрешает существенно снизить удельные затраты горючего во всем диапазоне летных режимов и условий 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 разрешает, помимо этого, существенно улучшить эксплуатационные эти, увеличить диапазон устойчивой работы, уменьшить 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 большого давления), имеющий восемь ступеней, приводится первой турбиной. Для обеспечения устойчивой работы компрессора при маленьких 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 первой турбиной и каскадом компрессора.

Турбина двигателя — осевого типа, реактивная, трехступенчатая, складывается из первой и второй турбин. Первая турбина (большого давления) — одноступенчатая, с охлаждаемым неохлаждаемыми лопатками и диском ротора; лопатки соплового аппарата охлаждаются воздухом. Вторая турбина (низкого давления) — двухступенчатая.

внутреннего контуров и Сопла наружного двигателя — сверхзвуковые, нерегулируемые.

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

остановка и Запуск двигателя, и изменение режимов его работы, осуществляются одним рычагом управления. Запуск двигателя — непроизвольный, осуществляется совокупностью запуска и питания СПЗ-19Б-48. Регулирование подачи горючего в камеру сгорания при неизменном режиме работы и высотах полёта и различных скоростях производится машинально, исходя из условий поддержания постоянного числа оборотов ротора второго каскада компрессора.

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

Подача масла для охлаждения и смазки подшипников двигателя осуществляется нагнетающей ступенью главного масляного насоса ОМН-35Б. Откачка масла из масляных полостей осуществляется тремя ступенями масляного насоса откачки МНО-35БТЗ и откачивающей ступенью главного масляного насоса ОМН-35Б.

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

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

ТТХ:

Двигатель: Д-20П
Тип: турбореактивный, двухконтурный, двухроторный
Направление вращения роторов компрессора и турбины (в случае если наблюдать со стороны реактивного сопла): левое
Сухая масса, кг: 1468
Протяженность, мм: 3304
Диаметр, мм: 915
Тяга взлётная, кгс: 5500
Тяга крейсерская, кгс: 1150 (на высоте 11 км)
Температура турбины, °C: 1057
Турбина:
— ТВД — осевая 1-ступенчатая
— ТНД — осевая 2-ступенчатая

Двигатель Д-20П. Музей истории Пермского моторостроения.

Двигатель Д-20П в экспозиции Центрального дома Космонавтики и Авиации.

.

.

Перечень источников:
Александр Артемьев. Крылья сверхдержавы.
В.А.Зрелов. Отечественные газотурбинные двигатели. конструктивные схемы и Основные параметры.

Турбореактивный двигатель

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: