陳光/文
20世紀60年代初,蘇聯開始研製民用渦扇發動機,到90年代中期已研製出三代。即,第一代(1960~1970年)的 Д-20П(用於圖-124),Д-30(用於圖-134),HK-8-2Y(用於圖-154)等;第二代(1970~1980年)的Д-30KY(用於伊爾-62M 和圖-154M),HK -86(用於伊爾-86)和第三代(1980~1995年)的 Д-36(用於雅克-42),Д-18T(用於安 -124),ПС-90A(用於圖-204和伊爾-96-300)。
2 第三代渦扇發動機
第三代渦扇發動機均為高涵道比渦扇發動機,代表了蘇聯民用渦扇發動機的技術水平。
2.1 Д-18T、Д -36發動機
Д-18T由洛塔列夫發動機設計局於20世紀70年代初開始研製的,1981年原型機臺架試車,1983年試飛,1985年底批生產,它是蘇聯的第一種大推力高涵道比渦扇發動機。該發動機的設計原則是巡航耗油率低,重量輕,壽命長和性能好。為此,Д-18T採用了三轉子結構和核心機與風扇外涵分開排氣方案。
當決定研製 Д-18T時,蘇聯還從未涉及過三轉子技術,而英國羅·羅公司已研製出世界上最早的三轉子高涵道比渦輪風扇發動機 RB211-22B。
因此,蘇聯曾就購買三轉子發動機研製技術專利與羅·羅公司接觸,但因雙方所提條件差距較大而未成功。為此,洛塔列夫發動機設計局決定自行研製這種發動機,為減小技術風險,並驗證總體方案與各部件的可行性,設計局首先研製了 Д18T的縮小型(按比例),作為三轉子發動機技術的驗證機。
西方國家一般將技術驗證機作為發展型號的一個過渡設備,驗證了所欲發展的技術與性能指標後,即在驗證機的基礎上按比例放大或縮小發展正式的產品。但洛塔列夫發動機設計局將技術驗證機研製出來後,不僅按尺寸比例放大2倍研製出 Д18T,其推力約為驗證機的4倍,而且將技術驗證機完善後也作為一個型號即Д-36。
圖1、 Д-18T發動機外形
2.1.1 Д-18T
Д-18T如圖1所示，其主要部件是：1級風扇有33片窄弦鈦合金葉片，葉高2/3處有減振凸臺，風扇直徑2330毫米，輪轂比0.30，轉子速度3300r/min；7級中壓壓氣機，有可調進口導向葉片，進口處直徑900毫米，轉子速度5750r/min；7級高壓壓氣機，前幾級葉片用鈦合金製造，後幾級用合金鋼製造,轉子轉速為9000r/min;有28個霧化噴嘴的環形燃燒室;1級高壓渦輪採用定向結晶的冷卻葉片;4級低壓渦輪傳動風扇。
渦輪外環上等離子噴塗了0.5~0.8mm厚的鍍層,以保證轉子葉片與機匣間的封嚴。發動機上裝一臺空氣渦輪啟動機,啟動時間55s。圖2示出了 Д18T的縱剖面圖,從中可看出它的結構。
圖2、Д-18T發動機縱剖面圖
複合材料在該發動機的用量尚少,但據稱將來要採用碳纖維風扇葉片和其他複合材料零部件。
2.1.2Д -36
Д 36是蘇聯20世紀70年代初開始研製的高涵道比渦扇發動機。該發動機的
主要特點是:壽命長達18000h,這是通過採用新工藝與新材料,以及安裝餘度安全
機構和警告裝置達到的;噪聲低,這是通過改進內外涵道設計,裝消音材料,加大風扇轉子葉片與靜子葉片軸向間隙,合理選用轉子葉片與靜子葉片數目實現的。此外,該發動機排氣汙染少,能符合國際民航組織的有關規定。
Д-36用於安-72、安-74和圖3Д-36發動機外形雅克42等客機。該發動機外形如圖3所示。Д-36發動機縱剖面圖如圖4所示。
圖3、Д-36發動機外形
2.1.3 主要技術數據
Д-18T用於安-124遠程運輸機,這種飛機1985年首次在巴黎航展上展出,是當時世界1988年12月末，裝有6臺 Д-18T的安-225首飛該飛機打破了以前的飛
後的17年,2005年號稱空中巨無霸的 A380首飛,其起飛總重量為590t,也未超過安 225。圖5示出了揹負航天飛機的安 225飛機。
圖4、Д-36發動機縱剖面圖
圖5、揹負航天飛機的安-225
表1、列出了 Д-18T和 Д-36的主要技術數據。
2.2 ПС-90A發動機
ПС-90A發動機是索洛維也夫設計局研製的雙轉子高涵道比渦扇發動機,如圖6所示,用於四發遠程運輸機伊爾 96 300和雙發中程客機圖 204。在以往幾乎所有的圖波列夫設計局研製的民用飛機都採用索洛維也夫設計局的發動機。
ПС90A由1級風扇、2級中壓壓氣機、13級高壓壓氣機、環形燃燒室、2級氣冷式高壓渦輪、4級低壓渦輪和共用噴口等組成。涵道比為4.7,總增壓比約為35,渦輪前溫度為1565K,起飛推力為156.9kN,巡航耗油率為 16.42mg/N·s(H =11km,Ma=0.8 時)。
圖6、ПС90A發動機
該發動機的循環參數、性能參數、氣動和結構設計均已接近西方的先進發動機的水平。
例如:在結構設計方面,採用了寬弦無減振凸臺的大直徑風扇葉片、冷卻效果較好的渦輪工作葉片和壓氣機與渦輪的主動間隙控制技術等;在氣動設計方面,葉片,特別是渦輪葉片是按三元流設計的,核心機氣流與外涵氣流採用了混合後排出發動機的整體噴管(與英國 RB211535E4的類似);
在控制方面,採用了數字式電子控制系統;安裝了發動機狀態診斷系統,發動機主要工作參數與工作狀態均在儀表板上的彩色顯像屏幕(陰極射線管)上顯示。
由於對發動機的耗油率、重量、可靠性和壽命等均有高的要求,因此,在研製中,要求採用最新的設計技術與試驗技術。
當時,蘇聯在噴氣發動機氣流通道中的各種零件的氣動力學與熱傳導方面,應用了數字模擬技術,並已編制了在整個氣流通道中的理想與黏性氣流的計算以及葉片、輪盤和機匣的溫度分佈計算的計算機程序,還發展了三元流的計算程序。
所有這些技術都在 ПС90A設計中採用了。如高壓渦輪導向葉片設計時,考慮了兩種氣動設計方案,一種是常規的,即各截面沿徑向是按直線排列的,另一種是按弧線排列的。由於後者是考慮了端壁附面層影響的三元流設計,二次流損失較小,如圖7所示,因而在最後設計時採用了它(西方的一些新型發動機也採用這種設計)。
在研製 ПС90A時,還廣泛採用了計算機輔助試驗技術,使進氣道、壓氣機、渦輪和尾噴管等部件的氣動效率達到較高的水平。
另外,還應用了“按壽命設計”的概念,應力分析按典型的飛行剖面進行,以得到以小時或循環數計算的固定壽命,其冷端部件壽命為25000h,熱端部件壽命為12500h,原定的翻修壽命為7500h。
在“按壽命設計”的階段中,要對發動機的主要零部件進行極其嚴格的應變 應力和強度分析。這些分析包括應力集中區、塑性與間變應變、靜力與循環載荷、二元與三元有限元模型等。對計算中循環壽命較低的那些零部件還要進行額外的旋轉試驗檯循環驗證試驗。
圖7、採用三元流設計的渦輪導向葉片葉型
注:實線為按直線排列的設計,虛線為按弧線排列的設計
出故障前的徵兆,並自動為機組和地勤人員作出診斷結論。此外,裝在發動機上的數據採集與測量系統能對主要熱力參數、振動值、燃油和滑油系統參數等進行記錄與處理。
這些數據轉換成數字形式後輸入到機載的專用計算機中進行診斷分析,然後將處理後得出的信息記錄到磁性儲存記錄和數據系統中,並在駕駛艙儀表板的顯示屏幕上顯示出來,以提請駕駛員注意,同時還指出應採取的最合理的改正措施,這套設施類似波音757中的 EICAS系統(參見“波音757發動機指示與機組報警系統”)。
在 ПС90研製初期也著重考慮了噪聲問題,並採取了一些降低噪聲的措施。例如精心選擇涵道比、風扇轉速、風扇工作葉片與整流葉片的數目和間距,將風扇氣流與核心氣流混合後由整體噴管排出等。
另外,還對某些部件做了降低噪聲的改進設計。雖如此,噪聲依然高於國際民航組織(ICAO)的要求。為此,決定在發動機短艙內安裝厚度不同的聲學處理襯墊(共22m2),這樣滿足並超過了ICAO的要求。
ПС90A於1992年取得適航證,定型時是給了硬性的翻修壽命,1997年取得轉向視情維修的適航證。銷往獨聯體國家的圖204旅客機均採用 ПС90A發動機,輸往其他國家的則採用 RB211-535E4發動機。
閱讀更多 航空之家 的文章
