Гарантийный ресурс до первого ремонта 3000 часов (1850 циклов) Ресурс до первого ремонта по ТС 9000 часов (5625 циклов) Гарантийный межремонтный ресурс 3000 часов (1850 циклов) Межремонтный ресурс по ТС 6000 часов (3700 циклов)
Назначенный ресурс 15000 часов (9230 циклов)
Календарный срок службы 10 лет Календарный срок службы по ТС 12 лет
Д-36 IIIA серии
Гарантийный ресурс до первого ремонта 3000 часов
Ресурс до первого ремонта по ТС 6000 часов (2000 циклов) Гарантийный межремонтный ресурс 3000 часов
Межремонтный ресурс по ТС 4000 часов
Назначенный ресурс 8000 часов (4000 циклов)
змкб "прогресс" |
Календарный срок службы 10 лет Календарный срок службы по ТС 12 лет
Д-136
авиационный турбовальный двигатель
На базе двигателя Д-36 в ЗМКБ был разработан самый мощный в мире турбовальный двухконтурный двигатель со свободной турбиной Д-136 для вертолетов Ми-26 и Ми-26Т. В 1977 г. начались его стендовые испытания, а в 1982 г. он передан в серию. За участие в создании вертолета Ми-26 главному конструктору Ф.М.Мурав- ченко присуждена Государственная премия СССР.
|
|
Д-136 [82] |
Серийное производство двигателя начато в 1982 г. в ОАО "Мотор Сич".
ЗМКБ |
змкб "прогресс
Конструктивная схема Д-136 [20] |
В эксплуатации находятся свыше 470 двигателей Д-136.
ТВаД состоит из девяти модулей, пять из которых идентичны соответствующим модулям Д-36, что значительно упрощает серийное производство и ремонт: ведущий вал, выхлопная труба, свободная турбина, ротор турбины низкого давления, корпус опор турбин, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, корпус промежуточный с компрессором высокого давления, компрессор низкого давления.
Ми-26Т[9] |
Газогенератор Д-136 идентичен газогенератору Д-36, но отличается конструкцией промежуточного корпуса между компрессорами высокого и низкого давления (третий контур отсутствует). Направляющие сопловые аппараты двухступенчатой свободной турбины на охлаждаются (охлаждаются только диски). Передающий вал выведен назад. Сопла выведены вбок. Запуск двигателя производится с помощью воздушного стартера. Д-136 оснащен гидромеханическим регулятором скорости вращения свободной турбины, синхронизатором мощности обоих двигателей, электронной системой управления температурой газа, электронной системой управления скоростью ротора свободной турбины и газогенератора, воздушным фильтром. N макс. = 11400 л.с. N взл. = 10000 л.с. Се взл. = 0,198 кг/л.с.ч Gв взл. = 36,0 кг/с К к взл. = 18,3 Тг взл. = 1478 К Тг макс. = 1516 К N кр. = 8500 л.с.
пкнд = 10950 об./мин.
пквд = 14170 об./мин.
псв.турб. = 8300 об./мин. (регулируется
Ьдв. Ьдв. Ьдв. Мдв. |
пилотом в пределах ±300 об./мин.
|
|
3964 мм 1670 мм:1160 мм = 1050 кг
Д-18Т
авиационный турбореактивный двигатель
Трехвальный ТРДД Д-18Т создан для сверхтяжелых транспортных самолетов Ан-124 "Руслан" и Ан-225 "Мр1я".
Д-18Т [41] |
Разработка потребовала решения целого ряда научно-технических проблем в области газодинамики, прочности, теплообмена, трехмерного математического моделирования, автоматизации проектирования и технологии производства. При газодинамических расчетах Д-18Т был использован опыт Д-36. Компрессор высокого давления прошел испытания в 1979 г., а двухконтурный вариант - в 1980 г. В марте 1982 г. Д-18Т был испытан на самолете Ил-76, где он устанавливался вместо одного из ТРДД Д-30КП. 24 декабря 1982 г. самолет Ан-124 с четырьмя двигателями Д-18Т совершил первый полет.
змкб "прогресс
Серийное производство Д-18Т ведется в ОАО "Мотор Сич".
Д-18Т имеет технические характеристики на уровне лучших зарубежных двигателей для гражданской авиации. Его низкий удельный расход топлива обеспечен большими значениями степени повышения давления, большой степенью двухконтурности, газодинамическим совершенством и высокой культурой производства. Малая удельная масса двигателя определяется высокими параметрами рабочего цикла, его рациональной конструкцией, применением современных материалов и технологии.
Ротор сверхзвукового одноступенчатого вентилятора состоит из 33 титановых лопаток, статор вентилятора - из 60 лопаток, изготовленных из композиционных материалов, с титановой накладкой на передней кромке. Трансзвуковой семиступенчатый компрессор низкого давления имеет регулируемый входной направляющий аппарат и восемь клапанов перепуска воздуха. Лопатки ротора изготовлены из титанового сплава, статора - из стали. Компрессор высокого давления имеет также семь ступеней. Лопатки ротора первых четырех ступеней изготавливаются из титана, остальные - из стали.
Конструктивная схема Д-18Т [41] |
Ан-225 "Мр'т"[42] |
Ан-124 "Руслан"[22] |
Высокотемпературная низкоэмиссионная камера сгорания кольцевого типа включает в себя 22 форсунки и два воспламенителя. Корпус камеры состоит из внутреннего и внешнего корпусов, между которыми проходит охлаждающий воздух. Лопатки ротора одноступенчатой турбины высокого давления охлаждаются конвективно-пленочным способом. Лопатки статора ТВД также охлаждаемые. Лопатки ротора одноступенчатой турбины низкого давления охлаждаются конвективным способом. Четырехступенчатая турбина вентилятора имеет неохлаждаемые лопатки. Реверсивное устройство, которое закреплено на промежуточном корпусе имеет 12 створок, которое перекрывая канал контура вентилятора и направляют поток воздуха через решетки внешнего корпуса.
Система управления Д-18Т аналогична Д-36.
Д-18Т выполнен по трехвальной системе. Каждый из трех роторов имеют по два подшипника (итого шесть). Он состоит из 17 модулей, которые могут заменяться непосредственно у эксплу- атантов без капитальных заводских ремонтов, что позволяет эксплуатировать двигатель по техническому состоянию. Двигатель сертифицирован авиарегистром МАК. Д-18Т III серии устанавливается на транспортные самолеты Ан-124-100 и Ан-225.
Рвзл. = 23400 кгс Суд.взл. = 0,345 кг/кгс.ч Ов взл. = 760 кг/с Тг взл. = 1610 К
Ркр. = 4860 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,75)
Суд.кр. = 0,546 кг/кгс.ч
Ов = 765 кг
пв = 3450 об./мин.
пкнд = 5900 об./мин.
Пквд = 9100 об./мин.
Ьдв. = 5400 мм
Ьдв. = 2792 мм
Ьдв. = 2937 мм
Мдв. = 4100 кг
В эксплуатации находятся 184 двигателя Д-18Т всех серий. Из них 55 III серии.
Двигатель Д-18Т III серии сертифицирован авиарегистром МАК и эксплуатируется по техническому состоянию до выработки ресурса основных деталей, которые составляют 6000...20000 полетных циклов.
|
|
змкб "прогресс"
Д-236Т
ЗМКБ |
авиационный винтовентиляторный двигатель
В 1979 г. на базе газогенератора Д-36 начато проектирование винтовенти- ляторного двигателя Д-236Т с редуктором для привода соосных винто- вентиляторов противоположного вращения СВ-36. В 1981 г. был разработан его эскизный проект, а в 1985 г. начались стендовые испытания. Летные испытания проведены на летающей лаборатории Ил-76ЛЛ в 1987 г. С 1987 г. ОКБ имени А.С.Яковлева проводило работы по интеграции Д-236Т на летающей лаборатории Як-42ЛЛ.
В марте 1991 г. Як-42 совершил первый полет с Д-236Т, который устанавливался вместо одного из двигателей Д-36.
Двигатель представляет собой трех- вальный ТРДД, где винтовентилятор приводился от отдельной турбины через планетарный редуктор (его передаточной число равно 5,67). Винтовентилятор СВ-36 разработан в НПП "Аэросила". Его лопасти изготовлены из композиционных материалов без применения металлических структур. Передний винт состоит из восьми
лопастей, задний - из шести.
Пвзл. = 1000 об./мин.
Пкр. = 950 об./мин.
Пмг = 500...600 об./мин.
Dвинтовентилятора = 4200 м
Nem. = 10850 л.с.
Nмакс. кр. = 6340 э.л.с. (Н = 11000 м, Мп = 0,7) Суд.взл. = 0,207 кг/л.с.ч Суд.кр. = 0,161 кг/л.с.ч
Д-37
авиационный винтовентиляторный двигатель
С начала 80-х гг. проводились работы по созданию принципиально нового винтовентиляторного двигателя Д-27 с высокими параметрами газодинамического цикла для самолетов Ан-70/70Т, Бе-42 и Ан-180. Этот двигатель имеет значительно более высокую топливную эффективность, чем современные турбореактивные двухконтурные двигатели. Первые испытания газогенератора Д-27 проведены в 1988 г., а в 1990 г.
Бе-42 [2]
он был установлен на летающую лабораторию Ил-76 и прошел полный комплекс исследований. Четыре двигателя Д-27 были установлены на первом экземпляре Ан-70, который совершил свой первый полет 16 декабря 1994 г.
Особенности конструкции двигателя Д-27: компрессор двухкаскадный, с малым числом ступеней, последняя ступень центробежная; камера сгорания высокотемпературная, с равномерным полем температур на входе в турбину; турбина трехвальная, с системой активного управления радиальными зазорами и широким использованием пространственного профилирования лопаточного аппарата, рабочие лопатки монокристаллические; редуктор одноступенчатый дифференциальный, со встроенным измерителем тяги; система управления электронная типа FADEC. N взл. = 14000 э.л.с. Сэ взл. = 0,170 кг/э.л.с.ч. Ов = 27,4 кг/с Тг взл. = 1640 К Кк взл. = 22,9 N кр. = 6750 э.л.с.
|
|
Стендовые испытания Ц-21 [41] |
Сэ макс. кр. = 0,130 кг/э.л.с.ч. (Н = 11000 м, Мп = 0,7) Кк кр. = 29,7
змкб "прогресс
Конструктивная схема Ц-27 [41] |
Тг кр. = 1450 К
Т| винтовентилятора кр. = 0,9 (Мп = 0,7)
Овинтовентилятора = 4500 мм
Мдв. (без винтовентилятора) = 1650 кг
Ьдв. = 4198 мм
Ьдв. = 1260 мм
Мдв. = 1370 мм
На основе Д-27 разработан проект двухконтурного турбовального двигателя со свободной турбиной Д-127 мощностью 14350 л.с. для замены ТВаД Д-136 вертолета Ми-26. ТРДД Д-727 со сверхвысокой степенью двухконтурности рассчитан на установку на дальнемагистральные пассажирские и грузовые самолеты. Он разработан на основе газогенератора двигателя Д-27. Вентилятор имеет широкохордные лопатки. Он приводится от трехступенчатой турбины через редуктор. Это позволяет добиваться степени двухконтурности около 13. Д-727 - это двигатель модульной конструкции с автоматической системой управления.
ЗМКБ |
Д-27 [82] |
Разработка модификации Д-727 ведется под параметры: Рвзл. = 11530 кгс Рмакс. продолжит. = 13360 кгс
Ан-70 [1] |
змкб "прогресс"