陈光/文
20世纪60年代初。苏联开始研制民用涡扇发动机。到90年代中期已研制出三代。即。第一代(1960~1970年)的 Д-20П(用于图-124)。Д-30(用于图-134)。HK-8-2Y(用于图-154)等;第二代(1970~1980年)的Д-30KY(用于伊尔-62M 和图-154M)。HK -86(用于伊尔-86)和第三代(1980~1995年)的 Д-36(用于雅克-42)。Д-18T(用于安 -124)。ПС-90A(用于图-204和伊尔-96-300)。
2 第三代涡扇发动机
第三代涡扇发动机均为高涵道比涡扇发动机。代表了苏联民用涡扇发动机的技术水平。
2.1 Д-18T。Д -36发动机
Д-18T由洛塔列夫发动机设计局于20世纪70年代初开始研制的。1981年原型机台架试车。1983年试飞。1985年底批生产。它是苏联的第一种大推力高涵道比涡扇发动机。该发动机的设计原则是巡航耗油率低。重量轻。寿命长和性能好。为此。Д-18T采用了三转子结构和核心机与风扇外涵分开排气方案。
当决定研制 Д-18T时。苏联还从未涉及过三转子技术。而英国罗·罗公司已研制出世界上最早的三转子高涵道比涡轮风扇发动机 RB211-22B。
因此。苏联曾就购买三转子发动机研制技术专利与罗·罗公司接触。但因双方所提条件差距较大而未成功。为此。洛塔列夫发动机设计局决定自行研制这种发动机。为减小技术风险。并验证总体方案与各部件的可行性。设计局首先研制了 Д18T的缩小型(按比例)。作为三转子发动机技术的验证机。
西方国家一般将技术验证机作为发展型号的一个过渡设备。验证了所欲发展的技术与性能指标后。即在验证机的基础上按比例放大或缩小发展正式的产品。但洛塔列夫发动机设计局将技术验证机研制出来后。不仅按尺寸比例放大2倍研制出 Д18T。其推力约为验证机的4倍。而且将技术验证机完善后也作为一个型号即Д-36。
图1。 Д-18T发动机外形
2.1.1 Д-18T
Д-18T如图1所示。其主要部件是：1级风扇有33片窄弦钛合金叶片。叶高2/3处有减振凸台。风扇直径2330毫米。轮毂比0.30。转子速度3300r/min；7级中压压气机。有可调进口导向叶片。进口处直径900毫米。转子速度5750r/min；7级高压压气机。前几级叶片用钛合金制造。后几级用合金钢制造。转子转速为9000r/min;有28个雾化喷嘴的环形燃烧室;1级高压涡轮采用定向结晶的冷却叶片;4级低压涡轮传动风扇。
涡轮外环上等离子喷涂了0.5~0.8mm厚的镀层。以保证转子叶片与机匣间的封严。发动机上装一台空气涡轮启动机。启动时间55s。图2示出了 Д18T的纵剖面图。从中可看出它的结构。
图2。Д-18T发动机纵剖面图
复合材料在该发动机的用量尚少。但据称将来要采用碳纤维风扇叶片和其他复合材料零部件。
2.1.2Д -36
Д 36是苏联20世纪70年代初开始研制的高涵道比涡扇发动机。该发动机的
主要特点是:寿命长达18000h。这是通过采用新工艺与新材料。以及安装余度安全
机构和警告装置达到的;噪声低。这是通过改进内外涵道设计。装消音材料。加大风扇转子叶片与静子叶片轴向间隙。合理选用转子叶片与静子叶片数目实现的。此外。该发动机排气污染少。能符合国际民航组织的有关规定。
Д-36用于安-72。安-74和图3Д-36发动机外形雅克42等客机。该发动机外形如图3所示。Д-36发动机纵剖面图如图4所示。
图3。Д-36发动机外形
2.1.3 主要技术数据
Д-18T用于安-124远程运输机。这种飞机1985年首次在巴黎航展上展出。是当时世界1988年12月末。装有6台 Д-18T的安-225首飞该飞机打破了以前的飞
后的17年。2005年号称空中巨无霸的 A380首飞。其起飞总重量为590t。也未超过安 225。图5示出了背负航天飞机的安 225飞机。
图4。Д-36发动机纵剖面图
图5。背负航天飞机的安-225
表1。列出了 Д-18T和 Д-36的主要技术数据。
2.2 ПС-90A发动机
ПС-90A发动机是索洛维也夫设计局研制的双转子高涵道比涡扇发动机。如图6所示。用于四发远程运输机伊尔 96 300和双发中程客机图 204。在以往几乎所有的图波列夫设计局研制的民用飞机都采用索洛维也夫设计局的发动机。
ПС90A由1级风扇。2级中压压气机。13级高压压气机。环形燃烧室。2级气冷式高压涡轮。4级低压涡轮和共用喷口等组成。涵道比为4.7。总增压比约为35。涡轮前温度为1565K。起飞推力为156.9kN。巡航耗油率为 16.42mg/N·s(H =11km。Ma=0.8 时)。
图6。ПС90A发动机
该发动机的循环参数。性能参数。气动和结构设计均已接近西方的先进发动机的水平。
例如:在结构设计方面。采用了宽弦无减振凸台的大直径风扇叶片。冷却效果较好的涡轮工作叶片和压气机与涡轮的主动间隙控制技术等;在气动设计方面。叶片。特别是涡轮叶片是按三元流设计的。核心机气流与外涵气流采用了混合后排出发动机的整体喷管(与英国 RB211535E4的类似);
在控制方面。采用了数字式电子控制系统;安装了发动机状态诊断系统。发动机主要工作参数与工作状态均在仪表板上的彩色显像屏幕(阴极射线管)上显示。
由于对发动机的耗油率。重量。可靠性和寿命等均有高的要求。因此。在研制中。要求采用最新的设计技术与试验技术。
当时。苏联在喷气发动机气流通道中的各种零件的气动力学与热传导方面。应用了数字模拟技术。并已编制了在整个气流通道中的理想与黏性气流的计算以及叶片。轮盘和机匣的温度分布计算的计算机程序。还发展了三元流的计算程序。
所有这些技术都在 ПС90A设计中采用了。如高压涡轮导向叶片设计时。考虑了两种气动设计方案。一种是常规的。即各截面沿径向是按直线排列的。另一种是按弧线排列的。由于后者是考虑了端壁附面层影响的三元流设计。二次流损失较小。如图7所示。因而在最后设计时采用了它(西方的一些新型发动机也采用这种设计)。
在研制 ПС90A时。还广泛采用了计算机辅助试验技术。使进气道。压气机。涡轮和尾喷管等部件的气动效率达到较高的水平。
另外。还应用了“按寿命设计”的概念。应力分析按典型的飞行剖面进行。以得到以小时或循环数计算的固定寿命。其冷端部件寿命为25000h。热端部件寿命为12500h。原定的翻修寿命为7500h。
在“按寿命设计”的阶段中。要对发动机的主要零部件进行极其严格的应变 应力和强度分析。这些分析包括应力集中区。塑性与间变应变。静力与循环载荷。二元与三元有限元模型等。对计算中循环寿命较低的那些零部件还要进行额外的旋转试验台循环验证试验。
图7。采用三元流设计的涡轮导向叶片叶型
注:实线为按直线排列的设计。虚线为按弧线排列的设计
出故障前的征兆。并自动为机组和地勤人员作出诊断结论。此外。装在发动机上的数据采集与测量系统能对主要热力参数。振动值。燃油和滑油系统参数等进行记录与处理。
这些数据转换成数字形式后输入到机载的专用计算机中进行诊断分析。然后将处理后得出的信息记录到磁性储存记录和数据系统中。并在驾驶舱仪表板的显示屏幕上显示出来。以提请驾驶员注意。同时还指出应采取的最合理的改正措施。这套设施类似波音757中的 EICAS系统(参见“波音757发动机指示与机组报警系统”)。
在 ПС90研制初期也着重考虑了噪声问题。并采取了一些降低噪声的措施。例如精心选择涵道比。风扇转速。风扇工作叶片与整流叶片的数目和间距。将风扇气流与核心气流混合后由整体喷管排出等。
另外。还对某些部件做了降低噪声的改进设计。虽如此。噪声依然高于国际民航组织(ICAO)的要求。为此。决定在发动机短舱内安装厚度不同的声学处理衬垫(共22m2)。这样满足并超过了ICAO的要求。
ПС90A于1992年取得适航证。定型时是给了硬性的翻修寿命。1997年取得转向视情维修的适航证。销往独联体国家的图204旅客机均采用 ПС90A发动机。输往其他国家的则采用 RB211-535E4发动机。
