スネクマ M53 は、後燃式の単体双流れターボジェットエンジンです。フランスのエンジンメーカーであるスネクマ(2016年以降はサフラン エアクラフト エンジンズとなっています)によって設計され、フランスの戦闘機であるミラージュ 2000に搭載されています。

構想
M53は1967年から1969年にかけて設計されました。当初は「Super Atar」と呼ばれており、Atarよりも高度なエンジンを提供するための新しい試みでした。設計時の目標は、Snecma TF306

M53は、当初、Mirage F1の改良版(NATOの契約でF-16と競争していた)、可変ジオメトリー機体のMirage G8、未来の戦闘機、そして双発機のMirage 40003に搭載される予定でした。最終的には、これらのプログラムはすべて中止され、M53が搭載された唯一の機体は、すべてのバージョンのダッソー・ミラージュ2000でした。

M53
20機の試作機のうち最初の1機は1970年2月に試験を開始し、同年8月には2機目が試験を開始しました。最大回転速度と最大乾式推力(50.96 kN)の試験は10月に完了し、後燃焼による最大推力(83.43 kN)の試験は1971年9月に完了しました。最初の試験飛行は1973年7月に行われ、アヴォンエンジンではなくM53エンジンが

M53-2
これは最初の量産型です。ミラージュF1-M53、ミラージュ4000、ミラージュ2000のプロトタイプに使用されていました。

空気流量：回転数10,200回/分で84kg/秒；
低圧コンプレッサーの圧縮率：0.32；
コンプレッサーHPの出口での総圧力：8.5バール；
後燃焼時の最大推力：83.36 kN；
最大乾式推力：54.92 kN。

M53-5
このバージョンの主な変更点は、ローターの回転速度が向上したことです。これは、1980年から1985年にかけて製造されたミラージュ2000(初期モデル)に適用されました。

空気流量：10,500回転/分で85kg/秒；
コンプレッサーHPの出口での総圧力：9.3バール；
後燃焼時の最大推力：88.21 kN；
最大乾燥時の推力：54.40 kN。

M53-P2

当初はM53-7と呼ばれていました。これは、1980年代からミラージュ2000の重量級バージョンに搭載されるように開発されたより強力なバージョンです。1984年に製造が開始され、当初はミラージュ2000N(核攻撃機)に搭載されていました。M53-P2は2005年から製造されていないものの、技術サポートは2030年まで続く予定です。現在、フランス軍で使用されているM53エンジンは

M53-P20
このバージョンはM53-P2と同じですが、後燃焼時の最大推力は98.06 kNです。このバージョンはもはや購入できません。

M53-PX3
過去10年間、SNECMAは8つの顧客の航空隊と協力して、燃料消費を減らして機体の航続距離を延長するための研究を行ってきました。エンジニアはタービンの入口温度を下げることにも取り組んでおり、これによってエンジンの高温部の耐久性が向上すると期待されています。長年にわたって、性能向上(推力を8～10%増加)やエンジンの軽量化

2002年には、改良型エンジンの設計が完成し、2003年初めに開発が開始される予定でしたが、それは実現しませんでした。2003年6月、SNECMAは顧客や各国の産業界から資金を調達しようと試みましたが、既存のエンジンは、タービンセクションやM88(ラファールのエンジン)に基づくFADECなど、一部の部品を交換することで改善できる可能性がありました。

プレゼンテーション
M53-P2ターボジェットエンジンは、M53ファミリーの2番目の実用版であり、その基本的な性能は維持されています。

強い推進力で、操縦士と反応器の質量に伝達されます。
機械的なシンプルさと強固さは、軍事用途に不可欠な要件です。
全ての操作範囲にわたるスロットルの柔軟な操作性により、非常に広い飛行範囲と姿勢調整が可能です。
生産、使用、メンテナンスのコストが最適化されています。
M53-5と比較して、固定推力条件では、後燃えなしでフルスロットル時に18%、後燃えありでフルスロットル時に8%の推力増加が得られ、かつエンジン全体のサイズは変わりません。この性能向上は、以下のようにして実現しています。

コンプレッサーHPの出口とコンプレッサーBPの入口の間の圧力差；
タービンの入口温度；
吸収された空気の流量。
...およびその後の技術進歩によっても。

新しいBPコンプレッサー；
新しいHPタービン；
セカンダリフロー(ブロワーフロー、または「ファン」)における可変断面のリリーフバルブの使用；
アナログ技術の古い電子計算機を置き換えて、デジタル技術の電子計算機を使用する。

M53-P2プログラムの主なステップ
開発から納品までの主なポイントは次のとおりでした。

1981年6月に実施された最初のテストベンチでの回転試験；
1982年6月に実施された50時間の合格試験；
1983年7月にMirage 2000で初めて飛行しました。
1984年4月から8月にかけて実施された資格試験；
1985年4月に最初の量産エンジンが納入されました。

設計の特徴
M53-P2ターボジェットエンジンの主な設計特徴は次のとおりです。

唯一のトレーニング用エンジン(単体エンジン)；
3段式の低圧アクシアルコンプレッサー；
5段式の高圧アクシアルコンプレッサー；
2段冷却のアクシアルタービン；
予備蒸発式の環状燃焼室；
両方の流れ(ブロワーとプライマリ)に別々に噴射する環状の後燃焼セクション
変形可能な断面を持つ多口径の収束ノズル(ペタル)；
デジタル式電子制御装置(FADEC)；
モジュール式アーキテクチャ(同じエンジンバージョンで交換可能な12モジュール)。

モジュール式憲法

M53-P2のモジュール(ノズルのモジュールを除く)。

M53-P2の後燃焼モジュールとノズル。
M53-P2の「ガス発生器」部分を構成するモジュールは次のとおりです。

モジュール1 - BPコンプレッサー
モジュール2 - カーター校長
モジュール3 - HPコンプレッサー
モジュール4 - 燃焼室
モジュール5 - 1階のディストリビューター
モジュール6 - タービン
モジュール7 - エスケープ・キャリア
モジュール11 - エアインレットバイロール
モジュール12 - デジタル計算機
後燃焼部と排気管を構成するモジュールは次のとおりです。

モジュール8 - 後燃焼ディフューザー
モジュール9 - 後燃焼室
モジュール10 - 排出ノズル
交換可能なモジュールに分割することで、メンテナンスが迅速かつ低コストで実施でき、航空機の任務を確実に遂行するために固定資産を最適化できるため、保有コストが最小限に抑えられます。

高度なテクニック
最新世代の製造技術が導入され、このエンジンはさまざまなユーザーから性能と信頼性が評価されています。

チタン、合金鋼、耐熱合金、複合材料の使用；
電子ビーム溶接；
レーザーによる穴開け；
精密鍛造とセラミックコアによる鋳造。

パフォーマンス
推力と燃費に関する性能は、超音速飛行や低空侵入、長距離飛行といった任務を確実にこなせるように最適化されています。

ターボジェットエンジンによる推力は、エンジンによって加速された空気の流量に比例し、かつ飛行域の温度と圧力のパラメータに直接依存しています。温度が低下すると推力が増加し、圧力が低下すると推力が減少しますが、圧力の変化の方が温度の変化よりも大きな影響を与えます。エンジン全体の効率を示す燃料消費量は、ある時点で提供される推力に対する燃

エンジンの主な特長は次のとおりです。

空気流量：92 kg/秒、10,600回転/分；
圧力レポート：9.8；
希釈比：0.352；
タービンの入口温度：1,560 K；
回転レジム：10,600回/分(103％)；
最大乾燥時の推力：64.35 kN；
後燃焼時の最大推力：95.13 kN。

低圧コンプレッサー
これは3階建てですが、インレットガイドはありません。通常、インレットガイドはロータのブレードに空気を適切に導くことで、コンプレッサーの失速を防止するものです。ブレードはチタン合金製で、衝撃に強く設計されています。ロータは、その円錐形状によって霜取り機能を備えています。コンプレッサーBPの出口温度は100～150℃、圧力は3バールです。

M53 P2では、考えられている運転条件に応じて、エンジンの制御法則に従って希薄化率が変化します。

高圧コンプレッサー
これは、可変ステーターのない5つの段から構成されています。振動を抑えるために、第4ディスクと第5ディスクの間にダンパー装置が設置されています。高圧コンプレッサーのさまざまな部品はチタン合金(TA6VまたはTi6Al4V)でできています。コンプレッサーの出口温度は300℃です。

燃焼室
これは環状で、プラット・アンド・ウィットニーのものと類似しています。これは無煙で動作するように設計されています。

それは耐熱合金でできており、コンプレッサーから取り込まれた二次空気と燃料によって冷却されています。燃料の気化には14本のダブルキャニオンが使用され、内視鏡検査用に7つの開口部が設けられています。燃焼温度は2,000℃に達し、タービンの上流側では約1,327℃(1,600K)になります。

タービン
これは軸流式で、2つの段から構成され、高圧および低圧のローターシャフトを駆動します。これらのローターシャフトは、二次流れの空気によって冷却される中空の翼を備えたディスクで構成されるディストリビューターによって先行しています。このディストリビューターは、燃焼室からのガスの流れを方向付けします。

ローターは耐熱合金(NW12KCA)で作られています。タービンから出るとき、圧力は9バールから3バールに下がり、温度は1,327℃から850～900℃に下がります。

燃焼後処理
これは、噴射装置を備えた3つの同心リングで構成され、すべて耐熱合金でできています。これらのリングは、耐熱合金でできた波形の穿孔されたチャネル内にあり、チャネルは二次空気の一部によって冷却されます。通常の温度は850℃ですが、後燃焼が有効になっている場合には1,650℃以上になります。

ノズル

後燃焼チャネルは、油圧アクチュエータで操作されるフラップで構成される可変幾何学形状の収束ノズルに終わります。これらのアクチュエータは、計算機にプログラムされたノズル制御法に従って操作され、高圧の燃料で供給され、熱ガスの流れによるフラップへの負荷を克服するように設計されています。

それは、主な空気流を導く暖かいフラップと、PCチャネルの冷却空気流を導く冷たいフラップで構成されています。この装置により、エンジンの赤外線信号を低減することができます。

アクセサリー
これらの部品は、主にエンジンの前面に集中しており、コンプレッサーの下にある機器ラックに取り付けられています。

計算機

反応器の周囲に取り付けられたデジタルコンピュータは、BPコンプレッサーの下流から取り込まれた空気によって冷却されます。コンピュータは、操縦士によって送られた指令や飛行条件(マッハ数、迎え角など)に基づいて反応器の動作を管理および制御します。コンピュータは、エンジンの制御法則に従って、各動作パラメータに適した目標値を設定し、

この計算機は、定期的に回路に問い合わせて回路を監視するセルフテストプログラムを備えており、システムの整合性を確保しながらメンテナンスを容易に行うことができます。

調節システム
はじめに
M53-P2ターボジェットエンジンの制御システムは、4つの部分に分かれています。

主な規制；
変形式安全弁(DSV)の調整；
後燃焼の規制；
燃料の補給。
メインレギュレータは、推力性能と燃費(CS)を維持しながら、タービンの入口で回転数と温度を制御します。過渡運転時には、エンジンの失火(リッチまたはリーン)、過熱、失速、回転脱落からターボジェットエンジンを保護します。

DSVの調整は、ブロワー(冷却)の空気流れの通り道を調整するものです。

PCレギュレーションは、コンピュータによって設定されたルールに従ってPC燃料の流量(主燃料とブロワー燃料)を調整します。コンピュータが故障した場合でも、PCレギュレーションはPC油圧システムで指定された性能を確保しながら、主燃料をほぼ一定の濃度で稼働させることができます。

重大な調整不良が発生した場合、操縦士によって指示された燃料補給により、空中で再点火が可能になり、燃料補給時に指定された推力が得られます。これにより、フルスロットルでの速度とノズルの調整が保証され、低回転時の回転脱落からターボジェットエンジンを保護することができます。

主な規制

操縦士が要求する推力の維持とターボジェットエンジンの保護をトランジショナルな運用段階で確実に実現するために、主な制御機能は以下のように構成されています。

燃料供給量に影響を与えるタキメータ式の調整装置です。
ノズルの調整は、その出口部分に作用するものです。
安定した運転状態では、タコメーター調整により、エンジンが全開運転時にタービン温度(Tt7)を制限しながら、パイロットのパワー要求(スロットル位置)に応じた回転数(N)を維持することができます。

トランジェンシーでは、主な調整は次のとおりです。

起動時にPAP(アンチポンプ処理)機能を確認してください。
アイドリングからフルスロットルまで、燃焼のリッチネス(C/P)を制限してください。

DSVの規制
高回転数での推力と燃費を最適化するには、二次流れ(ブロワー流れ)の通過断面を飛行条件に合わせて調整する必要があります。

低回転時には、二次流れ(ブロワー流れ)の通過セクションを完全に開く必要があります。そうすることで、十分なポンプ容量を確保することができます。高回転時(I > 16°)には、エンジン回転数はDSVの位置計算には考慮されなくなり、ミサイル発射時にはノズルセクションがDSVの動作条件に合わせて調整されます。

燃焼後の調節

ERVDのコマンド

「射撃」機能

速度超過検出

治療と安全性

イベントレコーダー

燃料の補給

オートマチックトランスミッション

ポテンシャル計算機

制限と保護

はじめに
M53-P2ターボジェットエンジンは、飛行性能やさまざまな荷重要因への耐性に関して、いくつもの制約を備えています。

一部の運行パラメータが監視され、関連するアラームが操縦室に送られます。ターボジェットエンジンを空気力学的な流れ(旋回脱落やコンプレッサーの「ポンピング」など)から保護するための装置が設置されています。

動作限界
ターボジェットエンジンの動作範囲は、それが設計された航空機の動作範囲と密切に関連しています。この範囲は、高度、マッハ数、飛行速度の情報をまとめたグラフで表されます。この範囲内には、ターボジェットエンジンの動作に適していない高度と低速の組み合わせによる運行制限区域があります。操縦士のマニュアルでは、これらの情報を数式で記録しています。

航空機の飛行中には、長手方向(X)の加速によってターボジェットエンジンに負荷がかかり、これに特に制限はありませんが、垂直方向(Z)については、エンジンメーカーが負のG値に対して時間と頻度の制限、および正のG値に対して9Gの制限を課しています。通常の使用では、エンジンの制御および操作装置により、動作限界を超えないように確認されます。

操縦室に送られてくるさまざまな監視パラメータは次のとおりです。

Nレジム；
タービン出口温度Tt7；
燃料圧力PCA；
油圧PH；
パソコンの動作状態；
規制の状況；
変形式ディスペンサー

失速防止
この現象の分析
アクシアルコンプレッサーでは、失速とは、ローターまたはスタトラーのブレードの一部または全部の上側で空気の流れが止まることによって発生する空気力学的な現象です。この現象は、ブレードの作動限界角度を超えた結果として発生し、空気流量の急激な低下と圧力比の低下につながり、その結果として流れが著しく乱れることになります。

脱落にはいくつもの種類があり、ターボジェットエンジンの機能に影響を与える程度によって分類することができます。

高回転時の失速(M53では未知の現象)は、主にコンプレッサーの最上段に影響を与え、一部のターボジェットエンジンでは、燃焼室のリッチな燃焼による停止が発生し、これは調整では対処できません。
加速時の脱落。この場合、制御アクションは非常に迅速で、すぐに脱落を防止することができます。
回転脱落は、第一段圧縮機の固定部または可動部に影響を与え、回転方向とは逆方向に移動する空気流の剥離領域によって特徴づけられ、回転速度よりも低い速度で発生します。これにより、空気流が翼上から翼下に移動する際に剥離が発生し、総瞬間流量は大幅に減少しません。

迅速な加速
安定した状態から、スロットルレバーを急速に動かして燃料流量を迅速に増やすと、タービン前の温度(Tt5)が上昇し、ほぼ定常状態で空気流量が減少し、タービンディストリビューターでの熱閉塞による圧力比が増加します。ターボジェットエンジンの作動点は、十分に迅速に加速して新しい安定状態に到達しない限り、失速限界に移動します。

これは、エンジンの過渡運転時に発生する燃料流量の増加を制限する加速制御システムであり、そうすることでエンジンの運転ポイントが失速限界と干渉しないようになります。

急速な減速
全ガス状態で安定した条件から、急激な減速の場合には、ノズルの開きが大幅に遅れ、低回転時に回転が止まる可能性があります。この問題を解決するために、低回転時にノズルが十分に開かないことを検出すると、装置がノズルを迅速に開くように動作します。

後燃焼の点火

後燃焼が始まると、PCチャネル内に熱的な閉塞が発生し、空気の流れが減少し、圧力比が上昇します。ターボジェットエンジンの運転ポイントは失速限界に移動します。もし運動量がコンプレッサーの失速マージンを下回っている場合、調整によって運転ポイントが元の位置に戻ります。そうでない場合、コンプレッサーは失速します。

プレミックス燃料噴射装置の点火時に十分な離陸マージンを確保するために、制御装置はプレミックス燃料噴射装置の充填準備段階でノズルの予開を指令します。プレミックス燃料噴射装置が点火されると、操縦士によるプレミックス燃料の急激な変化(燃料の急速な増加)は、点火時と同じように問題となりますが、より緩やかに発生するため、制御装置はプ

発射時に熱ガスが突然吸収される
ミサイル発射時にターボジェットエンジンが熱ガスを吸い込むと、コンプレッサーの入口温度(Tt2)が急激に上昇します。ターボジェットエンジンの過渡運転点が失速限界に達するのを防ぐために、「発射用減圧弁」と呼ばれる装置が、レギュレーター、ノズル、変流式減圧弁の各制御系に異なる制御信号を送り込みます。そのため、ミサイ

M53-2、M53-5、またはM53-P2の特徴
長さ：4,853 mm または 5,070 mm
直径：1055 mm
重量：1,420 kg、1,470 kg、または1,500 kg
最大のプッシュ
(無荷重):54.92 kN、54.4 kN、64.35 kN
燃料消費量
(乾燥したマキシ): 24.64 mg/N・sまたは25.55 mg/N・s

ユーザー
M53は4大陸9カ国の空軍で使用されており、Mirage 2000を運用している国も含まれています。1999年1月にSnecmaは675基のM53ターボジェットエンジンを納入しました。2002年7月にSnecmaはブラジルにM53-P2エンジンを販売しようとしましたが、Mirage 2000

ダゴマ

ディスコ・アルティメット

問題ないです

問題ないです

0,20

33%