Snecma M53은 후연소식 단일 보디 더블 플로우 터보 제트 엔진입니다. 프랑스의 엔진 제조사인 Snecma(2016년부터 Safran Aircraft Engines로 이름이 바뀌었습니다)가 설계한 이 엔진은 프랑스의 전투기인 Mirage 2000에 장착되어 있습니다.

임신
M53은 1967년에서 1969년 사이에 설계되었습니다. 원래 'Super Atar'라고 불렸으며, Atar보다 더 발전된 엔진을 제공하기 위한 새로운 시도였습니다. 설계 목표는 더 단순하고 저렴한 Snecma TF306

M53은 원래 Mirage F1의 향상된 버전(Mirage F1은 NATO 계약을 위해 F-16과 경쟁했습니다), 변형식 항공기 Mirage G8, 미래의 전투기, 그리고 미라주 40003을 장착할 예정이었습니다. 결국, 이러한 모든 프로그램은 중단되었고, M53이 장착된 유일한 항공기는 Dassault Mirage 2000의 모든 버전입니

M53
첫 20개의 프로토타입 중 첫 번째는 1970년 2월에 테스트를 시작했고, 두 번째는 1970년 8월에 테스트를 시작했습니다. 최대 회전 속도와 최대 드라이브 푸시(50.96 kN)의 테스트는 10월에 완료되었습니다. 후브燃焼(83.43 kN)의 테스트는 1971년 9월에 완료되었습니다. 첫 번째 테스트

M53-2
그것은 첫 번째 시리즈 버전입니다. 그것은 Mirage F1-M53, Mirage 4000 및 Mirage 2000 프로토타입에서 사용되었습니다.

공기 흐름 속도: 10,200 rpm의 회전 속도에서 84 kg/s;
저압 압축기의 압축 비율: 0.32;
HP 압축기 출구의 총 압력: 8.5 bar;
후연소 시 최대 추진력: 83.36 kN;
최대 건조 추진력: 54.92 kN.

M53-5
이 버전의 주요 변화점은 로터의 회전 속도를 높인 것입니다. 이 변화는 1980년에서 1985년 사이에 제작된 미라지 2000(최초 모델)에 적용되었습니다.

공기 유량: 10,500 rpm의 회전 속도에서 85 킬로그램/초;
HP 압축기 출구의 총 압력: 9.3بار;
후연소 시 최대 추진력: 88.21 kN;
최대 건조 추진력: 54.40 kN.

M53-P2

처음에는 M53-7이라고 불렸습니다. 그것은 더 강력한 버전으로, 1980년부터 Mirage 2000의 무거운 버전을 장착하기 위해 개발되었습니다. 그것은 1984년에 생산을 시작했고, 처음에는 Mirage 2000N(핵 공격)을 장착하기 위해 만들어졌습니다. M53-P2는 2005년부터 더는 생산되지 않지만, 기술적인 지원

M53-P20
이 버전은 M53-P2와 동일하지만, 최대 추진력은 98.06kN입니다. 이는 더는 구입할 수 없습니다.

M53-PX3
지난 10년 동안 SNECMA는 8개의 고객 항공사와 협력하여 엔진의 연료 소비를 줄이고 항공기의 비행 거리를 확장하기 위한 연구를 진행해 왔습니다. 엔지니어들은 터빈 입구 온도를 줄이고 엔진의 열 부품 수명을 늘리려고 노력하고 있습니다. 지난 수 년에 걸쳐 성능 향상(8~10% 추진력 증가

2002년, 향상된 엔진이 개발되었으며 2003년 초에 개발이 시작되어야 했으나, 그렇게 되지 않았습니다. 2003년 6월, SNECMA는 고객사와 다양한 국내 산업체로부터 자금을 조달하기 시작했습니다. 실제로 기존 엔진은 터빈 부품의 4분의 1을 교체하여 향상될 수 있으며, 이에는 새로운 터빈

발표
M53-P2 터보제트 엔진은 M53 제품군의 두 번째 운용 버전으로, 기존의 핵심 특성을 유지하면서도 다양한 개선사항을 제공합니다.

강한 추진력, 마스터 커플과 리액터의 질량으로 보고되었습니다.
기계적 단순성과 강성은 군사적 사용에 있어서 필수적인 품질입니다.
모든 작동 범위에서 추진력의 유연한 조정 가능성, 그리고 매우 넓은 비행 및 자세 조정 범위;
생산, 사용 및 유지 보수 비용이 최적화되었습니다.
M53-5에 비해 고정 상태에서 18%의 풀 쓰루스트로크 추진력 향상(후연소 없이)과 8%의 풀 쓰루스트로크 추진력 향상(후연소 포함)을 제공하며, 크기는 변하지 않습니다. 이러한 성능 향상은 다음과 같은 방법으로 달성됩니다.

고압 압축기 출구와 저압 압축기 입구 사이의 압력 비율;
터빈의 입력 온도;
흡수된 공기 양.
... 그리고 다음과 같은 기술 발전 때문에:

새로운 BP 압축기;
새로운 HP 터빈;
두 번째 흐름(블로어 또는 '팬')에서 변형식 릴리프 밸브를 사용하는 경우;
오래된 아날로그 기술의 전자 계산기를 대체하여 디지털 기술의 전자 계산기를 사용하는 것입니다.

M53-P2 프로그램의 주요 단계들.
개발부터 출시까지의 주요 단계는 다음과 같습니다.

1981년 6월에 수행된 테스트 벤치에서의 첫 번째 회전;
1982년 6월에 실시된 50시간 자격 시험;
1983년 7월, Mirage 2000의 첫 비행;
1984년 4월부터 8월 사이에 실시된 자격 시험;
1985년 4월에 첫 번째 시리즈 엔진을 출하했습니다.

디자인 특징들
M53-P2 터보제트 엔진의 주요 설계 특징은 다음과 같습니다.

단순히 하나의 트레이닝 트리(단일 바디 엔진);
3단계의 저圧축기(BP);
5단계 고압 축형 압축기(HP);
2단계로 냉각되는 축형 터빈;
미리 증발이 이루어지는 원형 연소실;
두 개의 흐름(송풍기와 주요 흐름)에 별도로 분사되는 고리형 후연소 구간.
변형된 단면을 가진 다중 개의 수렴형 노즐(페일릿);
디지털 타입의 전자 기술 제어 계산기(FADEC) ;
모듈식 아키텍처(동일한 엔진 버전에 대해 12개의 서로 교환 가능한 모듈).

모듈화된 헌법

M53-P2의 모듈들 (노즐의 모듈을 제외하고).

M53-P2의 후연소 및 노즐 모듈.
M53-P2의 '가스 생성기' 부분을 구성하는 모듈은 다음과 같습니다.

모듈 1 - BP 압축기
모듈 2 - 카터 교장
모듈 3 - HP 압축기
모듈 4 - 연소실
모듈 5 - 1층 배포자
모듈 6 - 터빈
모듈 7 - 배출 시스템의 카터
모듈 11 - 공기 입구 그리드
모듈 12 - 숫자 계산기
후연소 부분과 분출관의 구성 모듈은 다음과 같습니다:

모듈 8 - 후연 분산기
모듈 9 - 후연 처리실
모듈 10 - 방출 노즐
교체 가능한 모듈로 구성되어 있어 신속하고 저렴한 유지 보수가 가능하며, 항공기의 임무를 수행하는 데 사용되는 자원을 최적화할 수 있기 때문에 소유 비용을 최소화할 수 있습니다.

고급 기술들.
최신 제조 기술이 적용되어, 서로 다른 사용자들에 의해 인정된 성능과 신뢰성을 가진 이 엔진을 제조할 수 있게 되었습니다.

티타늄, 합금강, 내열합금 및 복합재료의 사용;
전자 방사선 용접;
레이저로 드릴하기;
정확한 용접 및 세라믹 코어를 이용한 주조.

공연들
추진력과 연비와 같은 성능은 초음속 비행 미션과 저高度 침투 및 장거리 비행을 보장하도록 최적화되었습니다.

터보제트이 제공하는 추진력은 엔진에 의해 가속화된 공기 흐름과 비례하며, 비행 영역의 온도와 압력 매개변수에 직접 의존합니다. 온도가 감소하면 추진력이 증가하며, 압력이 감소하면 추진력이 감소하지만, 압력 변화의 영향은 온도의 영향보다 우세합니다. 엔진의 전체 효율을 특성화하는 비기체

엔진의 주요 특성은 다음과 같습니다:

공기 유량: 92kg/s, 10,600rpm;
압력 비율: 9.8;
희석 비율: 0.352;
터빈 입구 온도: 1,560K;
회전 속도: 10,600 rpm (103%) ;
최대 건조 추진력: 64.35 kN;
후연소 시 최대 추진력: 95.13 kN.

저圧 압축기
그것은 3개의 층으로 구성되어 있지만, 인입 디렉터가 없습니다. 인입 디렉터는 일반적으로 로터의 블레이드에 공기가 제대로 공급되어 압축기 스탈크를 방지하기 위해 사용됩니다. 블레이드는 티타늄 합금으로 만들어져 있어서 충돌에 대한 저항력이 더 강합니다. 로터는 원형 디자인으로 제빙 커버가 장착되어 있

M53 P2에서는 고려된 작동 포인트에 따라 엔진 조정 법칙에 따라 제어 비율이 변합니다.

고압 압축기
그것은 변속기 없는 다섯 개의 階層으로 구성되어 있습니다. 진동을 줄이기 위해 4번째와 5번째 디스크 사이에 진동 감쇠 장치가 설치되어 있습니다. 고압 압축기의 다양한 부분들은 티타늄 합금(TA6V or Ti6Al4V)으로 제작되어 있습니다. 압축기의 출력 온도는 300°C입니다.

연소실
그것은 반지형이며 Pratt & Whitney의 것과 유사합니다. 그것은 연기없이 작동하도록 설계되었습니다.

그것은 내열성 합금으로 만들어져 있으며, 압축기에서 공급된 두 번째 공기와 연료에 의해 냉각됩니다. 그것은 연료를 분무하는 14개의 이중 관과 7개의 내시경 검사용 구멍을 포함합니다. 연소 온도는 2000°C이며, 터빈 상방에서는 거의 1327°C (1600K)입니다.

터빈
그것은 축형으로 구성되어 있으며, 고압 및 저압 로터의 축을 구동합니다. 그것은 두 개의 디스크로 구성된 디스트리뷰터에 의해 선행되며, 두 디스크는 두 개의 오목한 날개로 구성되어 있으며, 두 디스크는 두 번째 흐름의 공기에 의해 냉각됩니다. 이 디스트리뷰터는 연소실에서 나오는 가스의 흐

로터는 내열성 합금(NW12KCA)으로 제작되었습니다. 터빈 출구에서 압력은 9바르에서 3바르로 감소하며, 온도는 1,327°C에서 850~900°C로 하락합니다.

후연소
그것은 분사기가 장착된 3개의 동心的 링으로 구성되어 있으며, 모두 내열성 합금으로 제작되었습니다. 이 링들은 또한 내열성 합금으로 만들어진 구멍이 있는 강판 채널 내에 위치해 있습니다. 이 채널은 강판과 타이타늄 외부 채널 사이를 통과하는 두차원 공기의 일부에 의해 냉각됩니다. 온도는 850°C이며,

분출구

후연소 채널은 변형 지오메트리를 가진 회전식 노즐에서 끝나며, 이 노즐은 유압 실린더에 의해 작동되는 판들로 구성되어 있습니다. 이 실린더들은 계산기에 프로그래밍된 노즐 조정 법칙에 따라 제어되며, 고압의 연료로 공급되어 뜨거운 가스 흐름에 의해 판들에 가해지는 압력을 이겨내

그것은 주요 공기 흐름을 전송하는 熱 플랩과 함께 PC 채널의 냉각 공기를 전송하는 冷 플랩으로 구성되어 있습니다. 이 장치는 엔진의 적외선 신호를 줄이는 데 사용됩니다.

액세서리
그것들은 주로 엔진의 앞부분에 위치해 있고, 압축기의 아래에 있는 장비 지원대에 있습니다.

계산기

리액터 주변에 설치된 디지털 계산기는 BP 압축기 아래에서 공기로 냉각됩니다. 이 계산기는 파일럿이 제어판을 통해 전송한 명령 및 비행 조건(Mach, 기울기...)에 따라 리액터의 작동을 관리하고 제어합니다. 따라서, 이 계산기는 엔진 제어법에 따라 각 작동 매개변수에 적합한 기준 값을 설

계산기에는 자체 테스트 프로그램이 포함되어 있는데, 이 프로그램은 정기적으로 회로를 테스트하여 시스템의 무결성을 유지하고 유지 보수를 편리하게 수행할 수 있게 해줍니다.

조정 시스템
소개
M53-P2 터보제트 엔진의 제어 시스템은 4개의 부분으로 구성되어 있습니다.

주요 규제;
변형식 디테인더(DSV)의 조정;
후연소 조치;
연료 지원.
주요 제어 장치는 추진력과 연비(CS)를 유지하며 터빈 입구의 회전 속도와 온도를 제어합니다. 이동식 작동 시에는 터보제트 엔진을 연소 불안정(리치 또는 리드), 과열, 스터드 스탈, 회전 분리 등에서 보호합니다.

DSV 조정은 블로어(추운 공기) 유량의 통과 부분을 제어합니다.

PC 조정 장치는 계산기에 의해 정한 법칙에 따라 PC 연료 공급량(주연료와 보조연료)을 제어합니다. 계산기 오류 시, PC 조정 장치는 수동 PC 모드에서 지정된 성능을 유지하며 주연료를 거의 일정한 비율로 공급합니다.

제어 장치의 심각한 고장 시에, 조종사가 지시한 연료 보급으로 인해 비행 중에 엔진을 재시동할 수 있고, 연료 보급 시에 지정된 추진력을 얻을 수 있으며, 동시에 가속도계와 가스 제어 장치를 통해 최대 추진력을 달성할 수 있고, 저속도에서 회전하는 터보 제트 엔진을 보호할 수 있습니다.

주요 규제

조종사가 요구하는 추진력을 유지하고 운용 중 과도한 상황에서 터보제트 엔진을 보호하기 위해 주요 제어 시스템은 다음과 같이 구성되어 있습니다.

연료 공급량을 조절하는 타치메트릭 조정 장치인데요.
노즐의 조정은 노즐의 출구 부분에 영향을 미칩니다.
안정적인 작동 상태에서, 타이미터 조정은 엔진이 풀 가스 상태일 때 터빈 온도(Tt7)를 제한하면서도, 파일럿의 동력 요구 사항(조이스틱 위치)에 따라 최적의 속도(N)를 유지할 수 있게 해줍니다.

트랜지션에서 주요 조정 사항은 다음과 같습니다:

시작할 때 PAP(pomping 방지) 기능을 확인하세요.
점화 시기와 가속 시기에서의 연소 에너지(C/P) 비율을 제한하십시오.

DSV 규제
고속 비행 시 추진력과 연비를 최적화하려면 두 번째 유량(공기 유량)의 통과구멍을 비행 조건에 맞게 조정해야 합니다.

낮은 속도에서는 두 번째 유량(블로어 유량)의 통과부분을 완전히 개방해야 하며, 이때 펌핑을 위한 여유 공간을 유지해야 합니다. 높은 기울기(I > 16°)에서는 엔진 속도가 DSV 위치 계산에 더는 영향을 미치지 않으며, 미사일을 발사할 경우 DSV의 작동 조건에 따라 노즐

후연소 조정

ERVD 주문

‘발사’ 기능

속도 제한 초과형 검출

치료 및 안전성

행사 기록기

연료 지원

자동 기어 시프터

잠재력 계산기

제한사항 및 보호조치

소개
M53-P2 터보제트 엔진은 비행 분야와 다양한 하중 요인에 대한 耐용성 면에서 여러 제한사항이 있습니다.

일부 작동 매개변수가 모니터링되며, 해당하는 경보가 조종실로 전송됩니다. 터보 제트 엔진을 유량의 공기 역학적 현상, 예를 들면 회전 분리 및 스터링(또한 압축기 펌핑이라고도 함)으로부터 보호하기 위한 장치가 설치되어 있습니다.

작동 제한사항
터보제트 엔진의 작동 범위는 그것이 설계된 비행기의 작동 범위와 밀접히 연관되어 있습니다. 이 범위는 고도, 마치

비행기의 비행 분야에서, 터보 제트 엔진은 세로축(X)을 따라 가속되며, 세로축(Z)에 대해서는 엔진 제조사가 부정적인 'G' 값에 대한 시간 및 주파수 제한과 양수 값에 대한 9G의 제한을 규정합니다. 정상적인 사용 상황에서, 엔진의 제어 및 운용 장치는 작동 한도를

조종실로 전송된 다양한 모니터링 매개변수는 다음과 같습니다:

N 식단;
터빈 출구 온도 Tt7;
연료 압력 PCA;
PH 오일 압력;
PC의 작동 상태;
규제의 상태;
변형식 디스트리뷰터 DSV의 상태.

학교 중퇴 방지
그 현상의 분석.
축형 압축기에서, 스탈크는 로터나 스테이터의 날개 중 일부 또는 전부의 바깥 면에서 공기가 분리되어 발생하는 공기 역학적 현상입니다. 날개의 작동 한계 각도를 넘어서는 결과 이 현상은 공기 흐름의 급격한 감소와 압력 비율의 하락을 초래하며, 이는 즉시 매우 불안정한 공기 흐름으로 이어

여러 종류의 엔진 고장이 있으며, 이는 터보제트 엔진의 작동에 미치는 영향에 따라 분류할 수 있습니다.

고속 엔진의 스트ール( M53에서 발생하지 않음), 이 문제는 주로 압축기 마지막 단계에서 발생하며, 일부 터보제트 엔진의 경우 연소실의 풍속이 너무 높아져서 제어 시스템이 이를 제어할 수 없게 되는 결과를 초래합니다.
가속도에서 발생하는 스터링 실패. 이 경우, 제어 시스템이 충분히 빠르게 작동하여 즉시 그 상황을 종결할 수 있습니다.
회전 분리는 첫 번째 압축기 단계의 고정 또는 이동식 부분에 영향을 미치며, 회전 방향과 반대로 이동하는 공기의 분리 영역으로 특징되며, 회전 속도보다 낮은 속도로 발생합니다. 이는 공기 흐름이 翼上에서 翼下로 이동하는 동안 분리되는 것을 의미하며, 총 순간 유량은 크게 감소하지 않습니

빠른 가속도
안정된 상태에서, 만약 가속 페달을 빠르게 조작하여 연료 공급이 급격히 증가한다면, 터빈 앞의 온도(Tt5) 상승으로 인해 거의 동일한 속도에서도 공기 공급이 감소하며, 터빈 분배기의 열 방출로 인해 압력 비율이 증가합니다. 터보제트 엔진의 작동 지점은 스탈크 한계로 이동하

이 가속도록 제어 시스템은 연료 공급량의 증가를 제한하여, 엔진의 이전 작동 상태가 스탈링 한계와 충돌하지 않도록 합니다.

빠른 속도 감속
가스가 완전히 공급되는 안정적인 상태에서부터 빠르게 декаelerating 할 경우, 노즐의 개방 지연이 상당히 오래 지속되어 저속도에서의 회전 분리를 유발할 수 있습니다. 이를 방지하기 위해 장치는 저속도에서 너무 낮은 압력을 감지하여 노즐을 신속하게 개방시킵니다.

후연의 점화

후연소가 시작되면, PC 채널에 열적인 방해가 발생하여 공기 흐름이 줄어들고 압력 비율이 증가합니다. 터보제트 엔진의 작동 지점은 스토ール 한계로 이동합니다. 만일 이 변위가 압축기 스토울 한계보다 작다면, 제어 시스템은 작동 지점을 원래 위치로 되돌립니다. 그렇지 않은 경우에는 압축

PC를 점화할 때 충분한 이륙 여유를 확보하기 위해 제어 시스템은 PC 램프를 채우는 사전 단계에서는 노즐을 미리 개방하도록 제어합니다. PC가 점화되면, 파일럿이 급격히 PC 연료를 증가시키는 경우에는 점화할 때와 같은 문제가 발생하지만, 이는 점진적으로 발생하므로 제어 시스템은

발사 중 열가스의 강한 흡수
미사일을 발사할 때 터보제트에 뜨거운 가스가 흡수되면 압축기의 입구 온도(Tt2)가 급격히 상승합니다. 터보제트의 일시적인 작동 포인트가 스탈 한계를 넘지 않도록 하기 위해, '발사 थ러스트 감소 장치'라고 불리는 장치가 속도, 노즐, DSV(가변 절단 릴리프 밸브) 법

M53-2, M53-5 또는 M53-P2의 특성
길이: 4,853 mm 또는 5,070 mm
직경: 1055 mm
무게: 1420kg 또는 1470kg 또는 1500kg
최대 푸시
(건조 상태): 54.92 kN 또는 54.4 kN 또는 64.35 kN
연료 소비량
(마크시 드라이): 24.64 mg/N·s 또는 25.55 mg/N·s

사용자들
M53은 세계 4대륙의 9개 공군에서 사용되고 있는데, 이들은 미라주 2000을 사용하고 있습니다. 1999년 1월, Snecma는 675대의 M53 터보제트 엔진을 공급했습니다. 2002년 7월, Snecma는 브라질에서 M53-P2를 판매하려 시도했으나, 브라질의 미라주 2000

다고마

디스코 울티마트

상관없어.

상관없어.

0,20

33%