0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Ось турбины низкого давления авиадвигателя. Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT9D20

Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT9D20

Расчет геометрических и режимных параметров турбины высокого давления, построение меридионального сечения ее проточной части. Распределение теплоперепада по ступеням. Анализ параметров потока на различных радиусах. Профилирование лопатки рабочего колеса.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

по курсу: «Теория и расчет лопаточных машин»

Проектирование осевой турбины авиационного двигателя JT9D20

Произвести проектный расчет основных параметров турбокомпрессора высокого давления и построить меридиональное сечение турбины высокого давления ТРДД JT9D-70A, произвести термодинамический расчет турбины, кинематический расчет второй ступени турбины и спрофилировать лопатку рабочего колеса в трех сечениях: втулочном, среднем и периферийном сечениях.

Исходные параметры турбины известны из термодинамического расчета двигателя на взлетном режиме (HП=0 и MП=0).

Таблица 1. — Исходные данные для проектирования турбины

Турбина высокого давления

Курсовая работа по термогазодинамическому проектированию осевой турбины JT9D20.

Пояснительная записка: 32 стр., 1 рис., 2 табл., 3 прил., 4 источника.

ТУРБИНА, КОМПРЕССОР, ПРОТОЧНАЯ ЧАСТЬ, КОЛЕСО РАБОЧЕЕ, АППАРАТ СОПЛОВОЙ, СТУПЕНЬ, УГОЛ ВЫХОДА ПОТОКА, УГОЛ ЭФФЕКТИВНЫЙ, УГОЛ УСТАНОВКИ ПРОФИЛЯ, ШАГ РЕШЕТКИ, ШИРИНА РЕШЕТКИ

В данной курсовой работе был произведен расчет диаметральных размеров турбины высокого давления, построено меридиональное сечение проточной части, выполнен кинематический расчет ступени на среднем диаметре и расчет параметров по высоте лопатки при законе закрутки б=const с построением треугольников скоростей на входе на выходе из РК в трех сечениях (втулочном, периферийном и сечении на среднем диаметре). Рассчитан профиль лопатки рабочего колеса второй ступени с последующим построение контура профиля в решетке в трех сечениях.

— относительный диаметр втулки;

h — высота лопатки, м;

F — площадь сечения, м 2 ;

G — массовый расход газа (воздуха), кг/с;

H — высота полета, км; напор компрессора, кДж/кг;

i — удельная энтальпия, кДж/кг;

k — показатель изоэнтропы;

n — частота вращения, 1/мин;

Р — давление, кПа;

с — скорость потока, м/с;

q(), (), () — газодинамические функции от ;

R — газовая постоянная, кДж/кгград;

L * к(т) — удельная работа компрессора (турбины);

к(т) — КПД компрессора (турбины);

S — осевая ширина венца, м;

Т — температура, К;

— назначенный ресурс, ч;

V — скорость полета, м/с;

z — число ступеней;

к, т — степень повышения (понижения) полного давления;

— коэффициент восстановления полного давления воздуха (газа) в элементах двигателя; растягивающие напряжения, МПа;

— коэффициент изменения массового расхода;

U — окружная скорость, м/с;

— величина зазора, м;

=U 2 т срhт вых/Dср вых — параметр напряжений в лопатках турбины, м 2 /с 2 ;

Ктк, Ктв — параметры согласования газогенератора, турбовентилятора.

a — осевая составляющая;

в — воздух сечение на входе в компрессор

вт — втулочное сечение;

г — газы сечение на выходе из турбины

к — компрессор сечение на выходе из компрессора

кс — камера сгорания

н — сечение невозмущенного потока

на — направляющий аппарат;

п — полетный параметр, периферийный диаметр;

пр — приведенные параметры;

пс — подпорная ступень

s — изоэнтропические параметры;

с — секундный сечение на выходе из сопла

ср — средний параметр;

ст — параметр ступени;

т — топливо турбина сечение на входе в турбину

ВД — высокое давление;

НД — низкое давление;

ВНА — входной направляющий аппарат;

ГДФ — газодинамические функции

ГТД — газотурбинный двигатель

КПД — коэффициент полезного действия;

НА — направляющий аппарат;

РК — рабочее колесо;

СА — сопловой аппарат турбины;

САУ — стандартные атмосферные условия

ТРДД — турбореактивный двухконтурный двигатель.

1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого давления

1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

1.2 Построение меридионального сечения проточной части турбины ВД

2. Газодинамический расчет турбины ВД

2.1 Распределение теплоперепада по ступеням

2.2 Расчёт ступени по среднему диаметру

2.3 Расчет эффективной работы ступени с учетом потерь на трение диска и в радиальном зазоре

2.4 Расчет параметров потока на различных радиусах

3. Профилирование лопатки рабочего колеса

Список использованных источников

Введение


Цель проектирования осевой авиационной турбины состоит в определении основных геометрических, кинематических и термодинамических параметров в целом и ее отдельных ступеней, которые обеспечивают расчетные значения удельных и общих параметров двигателя. В этой связи задачи проектирования предполагают: выбор основных геометрических параметров проектируемой турбины при заданных параметрах рабочего тела с учетом целевого назначения ГТД; распределение теплоперепада по ступеням, выполнение расчета параметров потока в зазорах между ступенями; расчет параметров потока в элементах проточной части второй ступени турбины на среднем диаметре; выбор закона закрутки и расчет изменения параметров потока вдоль радиуса (высоты лопатки) проектируемой ступени; выполнение профилирования рабочих лопаток проектируемой ступени.


1. Проектный расчет основных параметров турбины высокого


давления


1.1 Расчет геометрических и режимных параметров турбины ВД

Геометрические параметры турбины, которые необходимо определить, приведены на рисунке 1.

Рисунок 1. — Геометрическая модель осевой турбины

1. Определяется величина отношения Dср/h2 (h2 — высота рабочих лопаток на выходе из турбины ВД) по формуле

где ет — параметр напряжений, величина которого обычно располагается в пределах (13…18)•10 3 м 2 /с 2 .

Принимаем ет=15•10 3 м 2 /с 2 . Тогда:

С целью получения высокого КПД желательно иметь . Поэтому выбирается новое значение . Тогда,

2. Задаваясь величиной осевой скорости газа на входе в турбину (С=150 м/с), определяют приведенную осевую скорость л=0,20…0,25)

Кольцевая площадь на входе в СА турбины ВД:

3. Вычисляем кольцевую площадь на выходе из турбины . Для этого предварительно оценивают величину осевой составляющей скорости на выходе из турбины . Принимаем, что /= 1,5; . Тогда

4. По выбранной величине , определяется высота рабочей лопатки на выходе из турбины ВД:

5. Средний диаметр на выходе из турбины ВД

6. Периферийный диаметр на выходе из РК:

7. Втулочный диаметр на выходе из РК:

8. Форма проточной части имеет вид: Поэтому:

Высота сопловой лопатки на входе в турбину оценивается следующим образом:

9. Периферийный диаметр соплового аппарата на входе в турбину ВД:

10. Втулочный диаметр на входе в турбину ВД:

11. Частота вращения ротора турбины ВД:

1.2 Построение меридионального сечения проточной части

Наличие меридиональной формы проточной части необходимо для определения характерных диаметров D i в любом контрольном сечении ступени, а не только в сечениях «0» и «2». Эти диаметры служат основой при выполнении, например, расчета параметров потока на различных радиусах проточной части, а также проектирования профилей контрольных сечений пера лопатки.


1. Ширина венца соплового аппарата первой ступени:

принимаем к СА = 0,06


2. Ширина венца рабочего колеса первой ступени:

Газотурбинный двигатель. Фото. Строение. Характеристики.

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

  • забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
  • сжатие – 2 (компрессор)
  • смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
  • выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
  • Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

  • турбореактивные
  • турбовинтовые
  • турбовентиляторные
  • турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

  • по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
  • по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
  • по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
  • по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
  • по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Газовые турбины авиационных двигателей

Один из признаков, при помощи которого подразделяют авиационные двигатели, является наличие у них центробежного компрессора или осевого компрессора. В самых общих чертах, центробежный компрессор предлагает больше возможностей в плане простоты и прочности. Однако осевой компрессор используется в большинстве высокопроизводительных, более сложных конструкций.

Авиационные двигатели можно еще подразделять по тому признаку, приводят ли они в движение воздушный винт (через вал газогенератора или свободную турбину), или выталкивают выхлопные газы из выхлопного отсека и тем самым толкают самолет вперед (реактивное движение). Этот режим функционирования (турбовальный или турбореактивный) не зависит от типа компрессора газовой турбины, как мы видим на рисунке дерева семейств турбин (смотрите Рисунок 1-5). Турбовальный двигатель, у которого спереди имеется большой вентилятор (забор воздуха), называют турбовентиляторным двигателем.

Рисунок 1-5.a.Дерево семейств турбин

Рисунок 1-5. (Продолжение) b. Распределение энергии в турбореактивных, турбовинтовых и турбовентиляторных двигателях. (Источник: Treager, Aircraft Gas Turbine Engine Technology, Third Edition. New York: McGraw-Hill, 1996)

Двумя примерами турбовентиляторных двигателей являются семейство двигателей CF-6 (General Electric) и JT-8D (Pratt and Whitney) (рис. 1-6 и 1-7).

Соотношения между давлением, объемом, и температурой[1]

Обратите внимание, что эти соотношения в основном не изменяются, независимо от того, используется ли газовая турбина на земле, на море или в воздухе.

Во время рабочего цикла газотурбинного двигателя, поток воздуха или «рабочей жидкости» принимает и отдает тепло, таким образом, изменяя свое давление, объем и температуру. Эти изменения тесно связаны между собой, поскольку они следуют общему принципу, заключенному в сочетании законов Бойля и Шарля. Короче говоря, это означает, что произведение давления и объема воздуха на различных стадиях рабочего цикла пропорционально абсолютной температуре воздуха на этих этапах. Это соотношение распространяется на любые средства, используемые для изменения состояния воздуха. Например, в зависимости от того, будет ли энергия добавляться вследствие сгорания или сжатия, или извлекаться турбиной, изменение нагрева прямо пропорционально работе, добавленной или извлеченной из газа.

1. Конус обтекателя втулки

2. Лопасти вентилятора (7 из 38)

3. Передний корпус вентилятора

4. Статор стартового двигателя компрессора низкого давления (КНД)

5. Ротор стартового двигателя КНД

6. Вал вентилятора

7. Корпус вентилятора, задний корпус, и выпускные направляющие лопатки

8. Статор компрессора высокого давления (КВД)

10. Задняя стенка компрессора

11. Камера сгорания

12. Сопло турбины высокого давления (ТВД) ступень 1

14. Сопло ТВД ступень 2

15. Турбина низкого давления (ТНД)

16. Задняя стенка турбины

17. Дополнительное оборудование: редуктор и защитный экран

Рисунок 1-6. Двигатель серии General Electric CF6 был разработан на основе двигателя TF39, который использовался в Lockheed Georgia C-5A Galaxy. a. Общий внешний вид GE CF6-80C2 с вентилятором очень большого диаметра b. Вид в разрезе турбовентиляторного двигателя GE CF6-6 с высокой степенью двухконтурности. c. Вид в разрезе GE CF6-50. d. Вид в разрезе турбовентиляторного двигателя GE CF6-80C2 с высокой степенью двухконтурности. e. Турбовентиляторный двигатель GE CF6-80C2 с высокой степенью двухконтурности в разобранном виде. (Источник: Treager, Aircraft Gas Turbine Engine Technology, Third Edition. New York: McGraw-Hill, 1996)

Эти изменения происходят при наличии трех основных условий в рабочем цикле двигателя. Во время сжатия, когда работа двигателя направлена на увеличение давления и уменьшение объема воздуха, происходит соответствующее повышение температуры. Во время горения, когда топливо добавляется к воздуху и поджигается для увеличения температуры, происходит соответствующее увеличение объема, а давление остается почти постоянным. Во время расширения, когда турбина извлекает энергию из потока газа, происходит снижение температуры и давления с соответствующим увеличением объема.

Изменения температуры и давления воздуха в двигателе можно проследить с помощью диаграммы воздушного потока, представленной на рисунке 1-8. При непрерывном воздушном потоке изменения объема отображаются как изменения скорости.

Эффективность, с которой осуществляются эти изменения, будет определять, в какой степени достигается желаемое соотношение между давлением, объемом и температурой. Чем эффективнее компрессор, тем выше давление, создаваемое для заданной работы, то есть для заданного повышения температуры воздуха. С другой стороны, чем эффективнее турбина использует расширяющийся газ, тем больше мощность для заданного перепада давления в газе.

Когда воздух сжимается или расширяется при 100% эффективности, процесс называется адиабатическим. Поскольку такое изменение означает отсутствие в процессе потерь энергии, обусловленных трением, теплопроводностью, или турбулентностью, очевидно, что достичь этого на практике невозможно; 90% является хорошим адиабатическим КПД для компрессора и турбины.

Турбореактивный авиационный двигатель Д-20П.

Турбореактивный авиационный двигатель Д-20П.

Разработчик: ОКБ-19 (сейчас — КБ ОАО «Авиадвигатель»)
Страна: СССР
Начало разработки: 1955 г.
Государственные испытания: 1960 г.

Разработка двигателя была начата в ОКБ-19, в 1955 году под руководством П.А.Соловьёва. Перебрав различные варианты, П.А.Соловьев остановился на идее двухконтурного двигателя, которую предложил замечательный советский авиаконструктор A.M.Люлька. Двухконтурный двигатель при малых массе и размерах обещал дать значительную тягу и экономию топлива. Однако в нашей стране, да и за рубежом в то время практически не было опыта и работы над ним.

Двигатель, получивший название Д-20П, прошёл Государственные испытания в 1960 году, эксплуатировался на самолетах Ту-124. Двигатель Д-20П и его модификация Д-20ПО испытывалась на самолёте Ту-110.

Двигатель Д-20П.

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

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

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
Тип: турбореактивный, двухконтурный, двухроторный
Направление вращения роторов компрессора и турбины (если смотреть со стороны реактивного сопла): левое
Сухая масса, кг: 1468
Длина, 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 Авиации и Космонавтики.

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

Читать еще:  Транспортировка топлива. Как это устроено: нефтебаза и транспортировка топлива до АЗС
Ссылка на основную публикацию
Статьи c упоминанием слов:
Adblock
detector