Министерство промышленности и торговли Российской Федерации

(Департамент авиационной промышленности)

Открытое акционерное общество

«Кузнецов»

УТВЕРЖДАЮ

Генеральный конструктор

ОАО «Кузнецов»

____________________ О.А.Люсов

«___»________________2014 г.

Турбореактивный двухконтурный двигатель

НК-35П.

Компоновочная схема ТРДД взлетной тягой 35 тс

с прямым приводом вентилятора

для перспективных широкофюзеляжных пассажирских

и транспортных самолетов гражданской авиации.

Пояснительная записка №001.14683

Шифр работы СЧ НИР «ТРДД-30-ОДК»

Самара 2014 год

Начальник КО-9 В.А. Чистяков

Начальник бригады КО-9А В.А. Мануйлов

Разработали: Л.М. Гошев

В.И. Тихонов

А.Н. Печенкин

В.Е. Николаев

В.Н.Лавров

С.И. Желюнов

О.В.Ведяева

С.А.Безбородов

А.С. Чалкин

М.В.Лаврушин

Согласовано

Главный конструктор А.А. Овчаров

________________________________________________________________________________

Собственность Российской Федерации

Настоящий документ не может быть размножен, использован и/или передан третьим лицам без согласия Министерства промышленности и торговли

________________________________________________________________________________

Содержание

1 Введение 4

2 Основные требования по ТЗ ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» 5

3  Предварительные основные данные и параметры НК-35П 7

4  Конструктивные особенности и краткие требования к основным узлам 9

5  Авиационный ТРДД НК-35П Предварительная компоновочная схема 17

Приложение А Таблицы параметров по газовоздушному тракту ТРДД НК-35П 20

1 Введение

Настоящий отчет содержит результаты 1 этапа проработки ТРДД тягой 35 тс для перспективных широкофюзеляжных ДМС, а именно:

- основные технические данные ТРДД НК-35П (с прямым приводом вентилятора от турбины НД);

- описание конструктивных особенностей;

- требования к основным узлам и техническим решениям, соответствующим уровню перспективных ТРДД 20…30 годов;

Спроектированный на настоящем этапе двигатель НК-35П имеет перспективный, соответствующий ТЗ на НИР «ТРДД-30-ОДК», уровень параметров на расчетном крейсерском режиме:

- степень двухконтурности m=11;

- суммарная степень сжатия в компрессоре *_к=50;

- температура газа перед турбиной Т*_{са взл}=1845 К;

- максимальная температура газа перед турбиной Т*_{са макс}=1930 К;

- удельный расход топлива на максимальном крейсерском режиме (Н=11 км, М=0,8, МСА) C_R=0,496 кг/(кгс^.ч) -

Этот уровень параметров не уступает комплексу параметров перспективного ТРДД для ДМС GE-9Х.

В проекте ТРДД ПД-35П НК максимально использован научно-технический задел, созданный при проработке трехвального двигателя НК-44, с учетом современных требований к узлам двигателя и .

2 Основные требования по тз фгуп «циам им. П.И. Баранова»

(выдержка из Технического задания на выполнение СЧ НИР «Разработка предварительных компоновочных схем ТРДД большой тяги (35 тс) для перспективных широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолетов гражданской авиации» (шифр «ТРДД-30-ОДК»)).

2.1 Основание для проведения работы

Основанием для проведения СЧ НИР является: Государственный контракт № 0103 от 23.09.2014 г. между ОАО «ОДК» и ОАО «КУЗНЕЦОВ» по теме «Разработка предварительной компоновочной схемы ТРДД большой тяги (35 тс) для перспективных широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолетов гражданской авиации с учётом научно-технического задела, созданного при разработке ТРДД изделий типа Р,РФ», (Шифр «ТРДД-З0-Кузнецов»»).

2.2 Цель, основные задачи СЧ НИР

2. 2.1 Цель СЧ НИР

Целью работы является разработка предварительных компоновочных схем ТРДД большой тяги (35 тс) для перспективных широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолетов гражданской авиации.

2.2.2 Основными задачами работы являются:

2.2.2.1. Определение технических обликов двух вариантов базовых ТРДД большой тяги (35 тс) 5+ поколения - с прямым приводом вентилятора от турбины низкого давления (ТНД) и с приводом вентилятора от ТНД через редуктор.

2.2.2.2 Разработка предварительных компоновочных схем ТРДД большой тяги (см. п. 2.2.2.1) для перспективных широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолетов гражданской авиации.

2.2.2.3 Оценка возможностей создания семейств двигателей на основе унифицированного применения газогенераторов, определенных в п. 2.2.2.1.

2.3 Исходные данные для проведения СЧ НИР

2.3.1  Тяга двигателя на взлетном режиме Н=0, М=0‚ МСА, σвх = 1, без отборов составляет 35000 кгс.

Расчётный режим - максимальный крейсерский Н=11 км, М=0‚85‚ МСА‚ σвх = 1, без отборов, тяга - 6300 кгс.

Суммарная величина степени повышения давления на крейсерском режиме *к∑ ≥ 50.

Значения степени двухконтурности на крейсерском режиме составляют у двигателей с прямым и редукторным приводом вентилятора соответственно

m_кр б/р = 11 и mкр ред =13.

Значение температуры газа в критическом сечении первого соплового аппарата турбины высокого давления на режиме взлёта в условиях Н=0, М=0‚25‚ МСА+15 оС составляет Т*г ≤ 1825 К. Максимальная величина температуры газа в критическом сечении первого соплового аппарата турбины высокого давления составляет Т*г ≤1950…1975 К.

На расчетном режиме двигателя КПД узлов составляют:

- политропический КПД вентилятора η*В пол= 0,93;

- политропический КПД подпорных ступеней (КНД) η*_КНД пол =0‚91;

- политропический КПД ступеней компрессора среднего давления (КСД) η*_КНД пол =0‚91;

- политропический КПД компрессора высокого давления η*_КВД пол =0,90;

- адиабатический КПД турбины высокого давления η*_ТВД = 0,925;

- адиабатический КПД турбины низкого давления η*_ТНД =0,930.

В «более электрическом» двигателе (по ТЗ) суммарный отбор мощности от одного двигателя 320 кВт.

2.3.2  ТРДД большой тяги должен разрабатываться по схеме с раздельными контурами с устройствами реверсирования  тяги, расположенными в наружном контуре двигателя.

2.3.3   При выполнении СЧ НИР к рассматриваемым двигателям предъявляются следующие требования: снижение крейсерского удельного расхода топлива и выбросов СО2 на 20 % (к двигателям 2000 г.), шума — на 20 EPN dB ниже норм Гл. 4 стандарта ИКАО, эмиссии NOx, на 65 % ниже норм САЕР6‚ получение ресурсов основных деталей: по «холодной» части - не менее 12 тыс. полетных циклов, по «горячей» части - не менее 9 тыс. полетных циклов, выполнения правил ETOPS на 330 мин и обеспечение уровня безотказности ВП≥ 300 тыс. ч, а также выполнение новых сертификационных требований. Запас по температуре газа перед турбиной не менее 150^оС.

2.3.4  При обосновании технического облика унифицированного газогенератора и ТРДД большой тяги необходимо максимально использовать научно-технический задел (НТЗ), созданный при разработке ТРДД ПД-14 и Sam146.