Eurojet EJ200

Eurojet EJ200 — турбореактивний двохконтурний авіаційний двигун, використовується як силова установка для винищувача Eurofighter Typhoon. Розроблений на базі демонстратора технологій Rolls-Royce XG-40. В даний час виробляється міжнародним консорціумом EuroJet Turbo GmbH^[en].

Історія створення

Згідно з міжурядовою угодою чотирьох держав, Велика Британія, Німеччина, Італія і Іспанія зобов'язалися брати участь у спільній розробці і наступному виготовленні двигуна нового покоління для винищувача «Єврофайтер».

1983 рік — початок програми розробки двигуна (EFA-Programm) на основі двигуна RB 199 багатоцільового літака «Торнадо». За іншими даними двигун створюється на базі експериментального двигуна Rolls-Royce XG.40, стендові випробування якого проводилися в 1988 році.

1986 рік — рік заснування консорціуму Eurojet Turbo GmbH для проектування, розробки та подальшого випуску двигуна EJ200. Засновниками консорціуму стали: Rolls-Royce (Велика Британія), FiatAvio (Італія), ITP (Іспанія) і MTU Aero Engines (Німеччина). Консорціум Eurojet Turbo GmbH розташовується в містечку Хальберґмоос, передмісті Мюнхена, і пов'язаний договірними відносинами агентством NETMA (НАТО), у свою чергу, є партнером усіх названих держав.

Проектні вимоги до двигуна EJ200

Підвищена питома тяга для досягнення високої маневреності літака;
Багаторежимність;
Забезпечення високої питомої тяги і низького питомої витрати палива в умовах крейсерського польоту, як з дозвуковою, так і з надзвуковою швидкістю;
Поліпшення керованості;
Значне збільшення ресурсу двигуна та його компонентів;
Високий рівень діагностики двигуна.

Фірма	Розробка вузлів
MTU Aero Engines	Компресор низького і високого тиску, Модуль цифрової системи управління та діагностики двигуна (DECMU)
Rolls-Royce	Камера згорання, Турбіна високого тиску, Система діагностики
Avio	Турбіна низького тиску, форсажна камера, Редуктор, Система змащення і охолодження
ITP	Надзвукові регульоване вихідне сопло, Корпус форсажною камери, Кільцевій канал зовнішнього контуру

Графік виробництва двигуна EJ200

1988 рік — Підписання контракту на розробку двигуна.
1991 рік — Перше випробування.
1994 рік — Перший політ «Єврофайтер».
1998 рік — Контракт на виробництво дослідної партії.
2000 рік — Завершення льотних випробувань і допуск до льотної експлуатації.
2001 рік — Поставка перших серійних двигунів.
2003 рік — Початок серійного виробництва при повній експлуатаційній готовності 111.
2004 рік — Підписання контракту на виробництво другої партії (траншу) двигунів.
2005 рік — В кінці серпня досягнуто напрацювання двигуна 10000 годин, на кінець жовтня поставлено 277 двигунів.
2007 рік — Досягнуто напрацювання двигуна 35000 годин.

Технології, використанні у розробці двигуна

Німецька фірма MTU розробила ступені компресора низького і високого тиску, а також модуль цифрової системи електронного управління двигуном. Ступінь компресора низького тиску виконана за технологією Blisk-Technologien (Blade Integrated Disk), що передбачає виготовленні диска і лопаток з однієї заготовки. Лопатки щаблі пустотілі. Компресор високого тиску, лопатки якого виконані з вигнутою поздовжньою віссю (3D-Beschaufelung), при п'яти щаблях забезпечує ступінь стиснення 6:1. Ступінь стиснення обох ступенів компресора 26:1. Повідомлялося про виготовлення лопаток компресора з титанового сплаву IMI834. У конструкції камери згоряння використовується термоізоляційне покриття на основі керамічного матеріалу. Температура газів на вході в турбіну 1840 гр. Кельвіна з перспективою її підвищення. Турбіна високого і низького тиску — одноступінчасті, диски виконані з жароміцного порошкового сплаву, робочі лопатки — з монокристалічного сплаву низької щільності з керамічним покриттям, що містить нікель, хром та ітрій.^[1] Обрана схема розташування двигунів «Єврофайтер», при якій обидва двигуни розташовані поруч, поставила перед розробником Eurojet Turbo надзвичайно складне завдання — спроектувати двигуни таким чином, щоб при пуску ракет розпечені продукти згоряння палива ракетного двигуна не порушували роботу силової установки літака. Попадання газового струменя з високою температурою являє для двигунів літака високу небезпеку. Наслідком високої температури газів на вході в двигун зазвичай є зрив потоку — т. зв. помпаж. Повітря не надходить більше через проточну частину компресора, а видавлюється у зворотному напрямку, на вході в компресор відбуваються пульсація повітряного потоку. За цим зазвичай слідує зрив процесу горіння в камері згоряння і зупинка двигуна. Вказана задача була успішно вирішена використанням спеціальної форсунки, випробуваної при проведенні великих (порядку 100) стендових випробувань двигуна EJ200 в Мюнхені і в Штутгарті, де обладнано спеціальну висотну камеру для випробувань ТРДДФ.

Подальша програма розвитку

У рамках програми розвитку двигуна EJ200 проводяться роботи зі створення пристрою управління вектором тяги. Мова йде про тривимірне відхилення вектора тяги двигуна, подібно до того, як це здійснювалося за випробуваннях апарату в рамках спільного німецько-американського проекту X-31. Метою подібних заходів є:

Забезпечення відхилення вектора тяги по всіх напрямках до 23,5 ° зі швидкістю відхилення до 110 °/с.
Виникнення бічного зусилля величиною до 20 кН, що становить одну третину сухої тяги двигуна.
Підвищення тягооснащеності приблизно на 7 відсотків в області надзвукових швидкостей.
Підвищення максимальної злітної тягооснащеності приблизно на 2 відсотки.
Забезпечення нижчого опору в області надзвукових швидкостей. Незважаючи на наявність керувальних поверхонь, можливість використання рухової установки для полегшення керованості літаком.
Скорочення до 20 відсотків довжини розбігу при зльоті та пробігу при посадці машини, що було продемонстровано при випробуваннях прототипу Х-31.

Характеристики двигуна

Вхідна частина компресора

Прототип EJ200 з керованим вектором тяги

Інформація взята з Rolls-Royce plc^[2]

Тип: турбореактивний двохконтурний
Довжина: 4.0 м
Діаметр: 0,737 м
Суха маса: 989 кг
Компресори:
- 3-х ступеневий низького тиску
- 5-и ступеневий високого тиску
Камера згоряння: кільцева
Турбіни:
- одноступенева низького тиску
- одноступенева високого тиску
Тяга:
- максимальна: 60 кН (6120 кгс)
- на форсажі: 90 кН (9180 кгс)
Ступінь двохконтурності: 0.4:1
Температура на вході турбіни: 1527 °C
Питома витрата палива
- при максимальній тязі: 21 г/кНс
- на форсажі: 47 г/кНс

Тягооснащеність: 9.175:1 (на форсажі)

Авіаційні двигуни з подібними характеристиками

Примітки

↑ ["Power to progress."] Flight International(Reed Business Publishing), 1991-04-10
↑ Rolls-Royce EJ200 Engine Data Fact Sheet (PDF). Rolls-Royce plc. Архів оригіналу (PDF) за 6 червень 2011. Процитовано 5 грудень 2013. [Архівовано 2011-06-06 у Wayback Machine.]

Зовнішні посилання

Вікісховище має мультимедійні дані за темою: Eurojet EJ200

Eurojet GmbH [Архівовано 31 березня 2022 у Wayback Machine.]
Rolls-Royce EJ200 [Архівовано 5 грудня 2013 у Wayback Machine.]
EJ200 fact sheet

[1] ["Power to progress."] Flight International(Reed Business Publishing), 1991-04-10

[2] Rolls-Royce EJ200 Engine Data Fact Sheet (PDF). Rolls-Royce plc. Архів оригіналу (PDF) за 6 червень 2011. Процитовано 5 грудень 2013. [Архівовано 2011-06-06 у Wayback Machine.]

[1]

[2]