El D-136 es un motor turboeje de avión desarrollado a fines de la década de 1970 en la empresa estatal Ivchenko-Progress [1] basado en el motor turboventilador D-36 . Ha sido producido en masa desde 1982 en ZPO Motorostroitel, ahora Motor Sich JSC .
El motor estaba destinado al helicóptero Mi-26 .
| Características técnicas del motor D-136. | |
|---|---|
| Potencia de despegue: | 10000 l. Con. [2] |
| Consumo específico de combustible: [3] | 0,210 kg/hp hora |
| Relación de presión del compresor: | 18.4 |
| máx. flujo de aire: | 36 kg/s |
| máx. temperatura delante de la turbina: | 1516K |
| Longitud: | 3715mm _ |
| Ancho: | 1382mm _ |
| Altura: | 1124mm _ |
| Peso en seco: | 1077 kg |
| Recurso asignado: | 2000 horas |
D-136 es un motor de turbina de gas de dos etapas con una turbina de potencia. El motor tiene un diseño modular, consta de módulos:
Los módulos KND, KS, TVD, TND son intercambiables con módulos D-36 similares . El compresor axial tiene 6 y 7 etapas en cascada de baja y alta presión. Su diseño es similar al compresor del motor D-36 , con la excepción de la carcasa intermedia entre las etapas de baja y alta presión. La cámara de combustión es anular. Las turbinas del compresor son axiales de una etapa, la turbina libre es axial de dos etapas. El par del rotor de la turbina de potencia a través del eje trasero se transmite a la caja de cambios de la hélice. Las unidades auxiliares del motor están montadas en cajas de cambios ubicadas por encima y por debajo de la carcasa intermedia impulsada por el eje de la turbina de alta presión.
El motor está hecho de acuerdo con el esquema con un generador de gas de dos ejes y una turbina libre. El compresor del motor es axial, de dos etapas, de trece etapas. Consta de un compresor de baja presión (LPC) de 6 etapas y un compresor de alta presión (HPC) de 7 etapas. LPC está ubicado en la parte delantera del motor detrás del dispositivo de protección contra el polvo (PZU), HPC está ubicado detrás de la carcasa intermedia. Los rotores LPC y HPC son impulsados por sus propias turbinas y están interconectados solo por acoplamiento dinámico de gas.
La carcasa intermedia se instala entre el LPC y el HPC, diseñada para instalar las unidades de motor y sus transmisiones, instalar las unidades de suspensión del motor delantero en la aeronave y forma la ruta de aire del motor en su área. El cuerpo intermedio tiene la forma de dos conos truncados conectados por ocho montantes: costillas. El enderezador de la sexta etapa de LPC, la carcasa de LPC, la carcasa de HPC, la paleta de guía de entrada de HPC y la carcasa del soporte frontal del rotor de alta presión están unidos a la carcasa intermedia. Cuatro cremalleras se hacen huecas y comunican con la cavidad interior del cuerpo intermedio. Los resortes pasan a través de dos cremalleras, transmitiendo la rotación a los accionamientos instalados en las mareas de la caja superior e inferior. Las cavidades de dos bastidores más sirven para drenar el aceite de la marea superior en forma de caja hacia la cavidad del accionamiento central.
La turbina del motor es axial , jet, de cuatro etapas. Sirve para convertir la energía del flujo de gas en energía mecánica de la rotación de los compresores del motor, los accionamientos de las unidades y la transmisión del helicóptero. La turbina está ubicada detrás de la cámara de combustión y consta de una turbina de alta presión (HPT) de una etapa, una turbina de baja presión (LPT) de una etapa, cada una de las cuales incluye un estator y un rotor, y una turbina libre de dos etapas. turbina (ST), que consta de un estator, un rotor y un soporte de rotor que albergan una turbina libre. El dispositivo de salida tiene la forma de un tubo de derivación en expansión y sirve para reducir el caudal de gas y descargarlo a la atmósfera lejos del eje del motor. Está ubicado directamente detrás de la carcasa de soporte del rotor CT del motor y está unido por la brida delantera a la brida trasera de la carcasa de soporte del rotor CT con una banda de unión apretada con pernos de unión y alambre de bloqueo. Con la brida trasera, el dispositivo de escape se atornilla a un anillo partido, que se apoya en una viga cónica y se fija en ella con una banda de apriete apretada con una tuerca y un alambre de bloqueo.
El dispositivo de salida consta de una pantalla, una viga cónica y una carcasa interior, que están interconectados por bastidores. En la superficie exterior, una carcasa exterior con punzones en forma de copas está unida a la carcasa interior. Transmisión. En este motor, cada una de las cascadas tiene dos soportes: trasero y delantero. Un rodamiento de bolas actúa como soporte delantero y un rodamiento de rodillos (KVD, KND) actúa como soporte trasero. En el eje de una turbina libre, un cojinete de rodillos desempeña el papel de soporte delantero y un cojinete de bolas desempeña el papel de soporte trasero.
Dado que el D-136 está destinado a la instalación en helicópteros, donde la velocidad de rotación de las hélices es constante, la automática de combustible del motor está diseñada para mantener la velocidad de la turbina libre (ST). El motor está equipado con un regulador de combustible y un regulador de velocidad de turbina libre. El regulador de combustible dosifica combustible durante el arranque, la respuesta del acelerador y la descarga de gas, y en estado estable dosifica combustible según los comandos del controlador de velocidad.
El regulador, que controla el regulador de combustible, mantiene la velocidad de la turbina libre, que tiende a disminuir con un aumento en el paso del rotor principal (llevando sobre sí la palanca "Pitch-gas") y aumentar cuando se restablece el paso. Es posible cambiar la velocidad del ST utilizando la palanca de ajuste del regulador (RPR). Además, los reguladores de los motores instalados en el helicóptero sincronizan la potencia de los motores. La sincronización se deshabilita cuando aparece una señal de sobrevelocidad de la unidad de reguladores de límite (BPR).
Motor turboeje D-136. Manual de operación técnica. Libro 1 - artículos 70, 72, libro 2 - artículos 73, 75, 77, 80.
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