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].

EJ200 на статичній експозиції

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

• General Electric F414
• Snecma M88
• GTRE GTX-35VS Kaveri
• Guizhou WS-13
• РД-33

Примітки

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.

Зовнішні посилання

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