Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 48
Текст из файла (страница 48)
= 1,2 кг/кгс.чРном. = 3000 кгсСуд.ном. = 1,2 кг/кгс.чGв макс. = 65 кг/сπк = 4Тг = 1120 КМдв. = 1720 кгÄå-íêÑ-02авиационный турбореактивный двигательВ 1949 г. двигатель АМ-ТРД-02, модификация двигателя АМ-ТКРД-01, сувеличенной до 4180 кгс тягой, успешно прошел государственные стендовые испытания.Принципиальные схемы двигателейаналогичны. С целью уменьшениямассы и длины двигателей трубчатокольцевая камера сгорания выполнена противоточной.
Девятиступенчатый осевой компрессор АМ-ТРД-02(на АМ-ТКРД-01 он восьмиступенчатый) приводился во вращение одноступенчатой турбиной. Была разработана конструкция соединения дисков компрессора с валом посредствомшлицов, боковые поверхности которых направлены по радиусу. На АМТРД-02 устанавливалось нерегулируемое сопло. Запуск двигателей производился воздушным турбостартеромтипа ротационной воздуходувки (62килограммовый турбостартер С-300имел мощность 45 л.с.).
Двигательбыл снабжен противообледенительной системой.В 1948-49 гг. двигатели АМ-ТКРД-01и АМ-ТРД-02 прошли летные испытания на опытном самолете EF-140.Планировалась установка двигателяна бомбардировщик “82”, но проектне был воплощен из-за нереальностиАМ-ТРД-02.Двигатель выпущен в нескольких экземплярах.Рmax = 4250 кгсÄå-íêÑ-02 [20]“82” (íÛ-22 Ô‚˚È) [3]Суд.макс. = 1,05 кг/кгс.чСуд.ном. = 1,02 кг/кгс.чРном. = 3850 кгсGв макс. = 75 кг/сπк = 5Тг = 1125 КМдв. = 1675 кгÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ221АМНТК “СОЮЗ”Äå-3 (êÑ-3)авиационный турбореактивный двигательíÛ-104 [57]3åë-2 [23]Äå-3 [20]3å [21]íÛ-16 [2]В 1949 г. было начато проектирование Одна из особенностей АМ-3 – это комсамого мощного в мире для того време- прессор с дозвуковыми высоконапорни ТРД АМ-3. В 1952 г.
он успешно про- ными ступенями, обеспечивающимишел государственные стендовые испы- степень повышения давления 6,2. Пертания и был запущен в крупносерий- вая ступень имела большую осевуюное производство в ОАО “Казанское мо- скорость воздуха (до 200-210 м/с), чтообеспечивало высокую производительторостроительное ПО”.АМ-3 был предназначен для установки ность компрессора. Впервые было ввена бомбардировщик Ту-16, пассажир- дено регулирование компрессора переский самолет Ту-104 и стратегический пуском воздуха за первыми ступенями.Применено штифтовое соединениебомбардировщик М-4.На двигателе установлены восьмисту- дисков в роторе барабанного типа,пенчатый осевой компрессор, созда- обеспечивающее их центровку.
Длянию которого предшествовала экспе- уменьшения радиальных зазоров надриментальная отработка модельных рабочими лопатками и в лабиринтахкомпрессоров, трубчато-кольцевая нанесен слой талька с графитом.камера сгорания, состоящая из 14 Pвзл. = 8700 кгспрямоточных жаровых труб, заклю- Суд.взл. = 1,0 кг/кгс.чченных в общий кожух, двухступен- Ркр. = 6200 кгсчатая турбина и нерегулируемое соп- Cуд.кр.
= 0,931 кг/кгс.чло. Во фронтовом устройстве камеры Gв взл. = 150 кг/ссгорания поставлены завихрители.Введено охлаждение жаровой трубы спомощью оребренных стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера С-300М (расположен в коке) мощностью 65...75кВтпричастотевращения31000...35000 об./мин.
с приводомчерез гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.222ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖç-6 [111]πк взл. = 6,2Tг взл. = 1130 КМдв. = 3100 кгDдв. = 1400 ммLдв. = 5380 ммМодификации:• АМ-3А (Ту-16);• АМ-3Д (М-4, М-2-2, Ту-104, М-4А,3МС, 3МС-2); Pвзл. = 8700 кгс;• РД-3М-500 (М-4, М-2-2, Ту-104, М4А, 3МС, 3МС-2); Pвзл. = 9500 кгс;Рчрезв. = 10608 кгс;• РД-3М-500А (М-4, М-2-2, Ту-104,М-4А, 3МС, 3МС-2); Pвзл. = 10500 кгс;• РД-3М (Ту-16); Pвзл. = 9500 кгс; Рф =10608 кгс;• WP8, выпускался по лицензии в Китае компанией Xian Aero-EngineCorporation для установки на самолетН-6.íÛ-104 [57]АМНТК “СОЮЗ”Äå-5авиационный турбореактивный двигательДальнейшее совершенствование проектируемых узлов и двигателей, их оптимизация и повышение надежноститребовали проведения теоретическихи экспериментальных исследований.Руководил этими работами в ОКББ.С.Стечкин.В 1950 г.
на опытном заводе исследовали влияние размеров ТРД на его массу.Было установлено, что для подобных вгазодинамическом и конструктивномотношении ТРД удельная масса существенно снижается при уменьшении(до определенных пределов) размеровдвигателя. В 1950 г. в соответствии срезультатами этих исследований спроектирован ТРД АМ-5, который пошел всерийное производство в 1953 г. Выпускался до 1961 г.Устанавливался двигатель на истребителе-перехватчике Як-25.Планировалась установка двигателя наэкспериментальные истребители: летающее крыло Б.И.ЧерановскогоБИЧ-26 и самолеты БИ-1/2 А.Я.Березняка и А.М.Исаева.АМ-5 прошел Госиспытания в 1953 г.
ипроизводился в АО “ММП имениВ.В.Чернышева”.Двигатель имел удельную массу0,0227 кг/Н, что было в полтора разаниже, чем у существовавших в то время отечественных и зарубежных ТРД.Äå-5 [12]На АМ-5 установлены восьмиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Системаавтоматического регулирования обеспечивала управление двигателем только путем перестановки основного рычага управления двигателем.
Применена автономная масляная система, состоящая из масляного бака с маятниковым заборником и топливомасляного радиатора, размещенных на двигателе. В системе смазки в один агрегатвключенынагнетающийнасос,фильтр, предохранительный, обратный и редукционный клапаны, что сократило число трубопроводов, снизиломассу и увеличило надежность масляной системы. Использован стартер-генератор.
Для электрического запускаразработана автоматическая двухскоростная передача с двумя обгоннымимуфтами - роликовой и кулачковой.Pвзл. = 2000 кгсCуд.кр. = 0,88 кг/кгс.чGв = 37,5 кг/сπк = 5,8Tг взл. = 1130 КМдв. = 445 кгDдв. = 670 ммLдв. = 2770 ммМодификации:• АМ-5Ф повышенной тяги (опытныйбронированный штурмовик Ил-40-1)Рном. = 2150 кгсРмакс. = 2700 кгс• АМ-5А (барражирующий истребитель Як-25, крылатая ракета класса“корабль-корабль” КСЩ).äëô [53]üÍ-25 [2]äê7-300авиационный однорежимный двигательВ 1964 г.
завершились стендовые испытания однорежимного краткоресурсного двигателя КР7-300, предназначенного для сверхзвуковых беспилотных летательных аппаратов одноразового применения. В том же годудвигатель был запущен в серийноепроизводство и выпускался до 1990 г.В связи с особенностями применениядвигателя обусловлена его конструкция и режимы работы: малый ресурс,повышенные механические нагрузкии теплонапряженность, компактность, упрощенная конструкция.Рвзл. = 2180 кгсСуд.взл.
= 1,3 кг/кгс.чСуд.кр. = 1,77 кг/кгс.чäê7-300 [20]Gв взл. = 35,5 кг/сπк взл. = 4,5Тг взл. = 1330 КDдв. = 645 ммLдв. = 2010 мМдв. = 385 кгÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ223АМНТК “СОЮЗ”êÑ-9авиационный турбореактивный двигательêÑ-9Åî [7]В 1952 г. были начаты работы по созданию ТРД с форсажной камеройРД-9Б для МиГ-19, Як-27Р и ракетного комплекса с крылатой ракетойдля подводных лодок надводногостарта П-5 4К48.При его проектировании использованопыт отработки конструкции отдельных узлов АМ-5.Pвзл.ф. = 3300 кгсCуд.ф.
= 1,6 кг/кгс.чCуд.кр. = 0,88 кг/кгс.чGв взл. = 43,3 кг/сπк взл. = 7,5Tг взл. = 1150 КМдв. = 700 кгDдв. = 660 ммLдв. = 5560 ммРД-9Б был первым отечественнымдвигателем со сверхзвуковой ступенью компрессора, запущенным вкрупносерийное производство (1954 г.)в ОАО “Уфимское моторостроительное ПО”. Выпускался до 1986 г.РД-9Б имеет трубчато-кольцевую камеру сгорания (девять прямоточныхжаровых труб в общем кожухе), двухступенчатую турбину, форсажную камеру с трехпозиционным соплом. Особенностью двигателя был высоконапорный девятиступенчатый осевойкомпрессор со сверхзвуковой первойступенью, применение которой увеличило производительность и напор компрессора.При доводке РД-9Б проведены исследования с целью согласования сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью иобеспечения устойчивой работы компрессора на всех режимах.На двигателе установлен регулятор управления лентой перепуска воздуха изкомпрессора по приведенной частотевращения.
Разработана надежная ипростая система дозировки топлива.Установлен топливомасляный агрегат,состоящий из маслобака и топливомасляного теплообменника, что явилось прогрессивным шагом на путиобъединения элементов системы смазки.Применен двухскоростной приводстартера-генератора, что обеспечилоповышение крутящего момента примерно в 4 раза в стартерном режиме иполучение необходимой частоты вращения в генераторном режиме. Обеспечен карбюраторный розжиг форсажной камеры. В 1956 г. проведеныработы по форсированию РД-9Б.Анализ путей развития и работы двигателей, выполненных по одновальнойсхеме (с учетом необходимости специального регулирования многоступенчатых высоконапорных компрессоровдля обеспечения их газодинамическойустойчивости), привел к принципиально новому в то время направлениюпроектирования двигателей по двухвальной схеме. Опыт создания отдельных сверхзвуковых ступеней компрессора позволил перейти к решению более сложной задачи - обеспечению ихсовместной работы в многоступенчатом компрессоре, что давало возможность сократить число ступеней,уменьшить массу, габаритные размеры и трудоемкость изготовления компрессора.Большой объем НИОКР по созданию иотработке основ самолетов вертикального взлета и посадки, управления имипроведен ЛИИ имени М.М.Громова.
Вä˚·ڇfl ‡ÍÂÚ‡ è-5 [53]åËÉ-19è [2]äÓÌÒÚÛÍÚ˂̇fl ÒıÂχ êÑ-9Å [20]224ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖАМНТК “СОЮЗ”“íÛ·ÓÎÂÚ” [1]частности был построен "Турболет"взлетной массой 2340 кг и суммарнойтягой двигателей 2835 кгс. Сам "Турболет" представлял собой ферменнуюконструкцию на 4-х амортизационныхстойках с вертикально установленнымТРД типа РД-9Б. На 4-х консолях былиустановлены струйные рули реактивного управления летающей платформой. В кабине пилота располагалисьобычные для самолета органы управления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
