Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Топливная система состояла издвух топливных баков общей емкостью400 л. Габариты платформы: 10000 х10000 х 3800 мм. На "Турболете" былаустановлена первая в СССР автоматика управления полетом.Модификации:• РД-9В (опытный бронированныйштурмовик Ил-40-2); Рном. = 2150 кгс;Рмакс. = 3300 кгс;• РД-9Е (опытный самолет Е-50);Pф.взл. = 3800 кгс;• РД-9Ф (самолеты Як-27Р и Як-120М);выпускался в Уфе в 1956-74 гг.; Рф.взл. =3800 кгс; Рмакс. = 2750 кгс; Суд.макс. =0,94 кг/кгс.ч; Тг = 1163 К; πк = 7,8;• РД-9ФК (авиационный ракетныйкомплекс с крылатой противокорабельной ракетой класса “воздух-поверхность” большой дальности “Комета-10”;• РД-9БФ;• РД-9БК и РД-9БКР (беспилотный самолет-разведчик Ла-17М, мишеньЛа-17ММ, тактический одноразовыйбеспилотный самолет-разведчик Ла-17Р);короткоресурсные ТРД без форсажнойкамеры; выпускались в Уфе с 1959 по1985 гг.; Рвзл.
= 1950 кгс; Суд.взл. = 0,95кг/кгс.ч.; Тг = 820 К; πк = 7,1;• РД-9АК (опытный самолет-разведчик Як-122, фронтовой бомбардировщик Як-26/Як-123, истребительперехватчик Як-27); Рвзл. = 2000 кгс;• М-9ФК (модификация РД-9Б; крылатая сверхзвуковая ракета классаüÍ-27 [2]J-12 [111]"воздух-корабль" системы К-10;дальность стрельбы 130...240 км;скорость полета 1800...2030 км/ч,высота пуска 1600...11000 м);• WP6 (самолеты J-6, JJ-6 и Q-5); китайская версия РД-9БФ-11, выпускавшаяся на LEMC (Liming EngineManufacturing Company) с 1958 г.; вдальнейшем на базе WP6 созданымодификации WP6A (самолет Q-51)и WP6B (самолет J-12).ê11-300авиационный турбореактивный двигательВ 1953 г.
начато проектированиеТРДФ Р11-300 (“Изделие 37”). В 1958 г.он успешно прошел государственныестендовые испытания и был запущенв серийное производство. Демонстрационный образец бесфорсажногодвигателя Р11-300 был спроектирован и изготовлен под руководствомГенеральных конструкторов А.А.Микулина и С.К.Туманского. Впервыедвигатель был испытан на самолетеЕ-5 конструкции А.И.Микояна в 1957 г.Было принято решение о разработкеего форсажных модификаций, работанад которыми велась в ТМКБ Союзпод руководством главного конструктора Н.Г.Мецхваришвили.Р11Ф-300 с 1958 г. производился в АО“ММП имени В.В.Чернышева”.С 1962 по 1975 гг.
Р11Ф2-300,Р11Ф2С-300,Р11Ф2СУ-300,Р11Ф2СК-300 выпускались в ОАО“Уфимское моторостроительное ПО”.До 1997 г. было произведено свыше20 тысяч Р11-300 разных модификаций.Ремонт двигателей осуществляетсяна заводах-производителях, а такжев ООО “АВиС Моторс”, ГП “Одессавиаремсервис”, либо организовано через ОАО “Авиасервис”.Двигатели Р11-300 применялись насамолетах МиГ-21/21Ф, Як-28Б/И,Як-25РВ, Су-15.На двигателе применены шестиступенчатый осевой компрессор, труб-ê11-300 [12]üÍ-28à [24]чато-кольцевая камера сгорания,двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактив-ным соплом.
Компрессор содержит потри высоконапорных сверхзвуковых(околозвуковых) ступени каскадовÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ225АМНТК “СОЮЗ”üÍ-25êÇ [2]ëÛ-15ì [6]åËÉ-21èîå [99]низкого и высокого давления. С помощью компрессора обеспечена устойчивая работа двигателя на всехрежимах (без использования механизации компрессора), расширен диапазон крейсерских режимов и улучшена экономичность на глубоких(при малой тяге) крейсерских режимах. В двигателе отсутствуют выносные опоры. Вместо традиционногопереднего корпуса компрессора применено консольное крепление первойступени к ротору. Этим сделан шаг квнедрению модульной конструкции (вслучае повреждения в эксплуатациипервая ступень легко заменяется).Рабочие лопатки второй ступени бандажированы с целью исключения резонансных колебаний. Снижена общая масса двигателя, упрощена противообледенительная система.При создании двигателя теоретически разработаны и применены основные принципы регулирования двухвальных ТРДФ, что обеспечило получение оптимальных высотно-скоростных характеристик, простоту, надежность эксплуатации двигателя.Применение ограничителя частотывращения ротора высокого давленияпозволило ограничить для любых режимов работы и климатических условий максимально допустимую температуру газа перед турбиной.Система охлаждения масла автономная.
Для обеспечения работы масляной системы в высотных условиях нацентробежный суфлер поставлен баростатический клапан, с помощьюкоторого поддерживается постоянноедавление в масляных полостях двигателя. Надежный запуск двигателя навсех высотах и режимах полета обеспечивается подпиткой воспламенителя кислородом.Модификации:• Р11-300Pф.взл. = 5110 кгсCуд.ф. = 1,96 кг/кгс.чCуд.кр. = 0,94 кг/кгс.чGв = 64,5 кг/сπк = 8,6Tг взл. = 1175 КМдв. = 1040 кгDдв. = 825 ммLдв. = 4660 мм• Р11Ф-300 (МиГ-21Ф, МиГ-21У)Рф. = 6120 кгсСуд.ф. = 2,19 кг/кгс.чπк = 8,9Тг = 1170 КТт = 1090 КåËÉ-21ë [99]åËÉ-21å [99]• Р11Ф2-300 (МиГ-21ПФМ, МиГ-21УМ,МиГ-21Р, Су-15, МиГ-21С, МиГ-21М)Pф.взл. = 6120 кгсРвзл.
= 4200 кгсCуд.ф.взл. = 2,2 кг/кгс.чCуд.взл. = 0,94 кг/кгс.чGв взл. = 66 кг/сπк взл. = 8,7Tг взл. = 1175 КМдв. = 1088 кгDдв. = 825 ммLдв. = 4600 ммηкнд = 0,820ηквд = 0,830ηг = 0,970σкс = 0,935ηтвд = 0,875ηтнд = 0,890ϕc = 0,970• Р11ФС2-300Pф.взл. = 6728 кгсCуд.ф. = 2,2 кг/кгс.чCуд.кр. = 0,93 кг/кгс.чGв = 66 кг/сπк = 9,0Tг взл. = 1225 КäÓÌÒÚÛÍÚ˂̇fl ÒıÂχ ÚÛ·ÓÍÓÏÔÂÒÒÓÌÓÈ ˜‡ÒÚË ê11-300 [20]226ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖАМНТК “СОЮЗ”• Р11Б-300 бесфорсажный;• Р11АФ2-300 (Як-28Л, Як-28И);Pвзл.ф. = 6200 кгс;• Р11К-300 (беспилотный самолетразведчик Ла-17М); короткоресурсный ГТД; Рном. = 2460 кгс• WP7 (самолет J-7); Рвзл. = 5500 кгс;двигатель Р11Ф-300 производился вКитаенаLMC(LimingEngineManufacturing Corporation); первое испытание двигателя проведено в октябре1965 г.; WP7 пошел в производство смногочисленными доработками посравнению с прототипом: первая ступень компрессора вместо 31 лопаткивключала 24 большего размера, серьезные доработки диска турбины высокогодавления, камеры сгорания, системысмазки подшипников и конструкциистворок сопла; для установки WP7 насамолет J-8 (его первый полет состоялся в июле 1969 г.) внедрено охлаждениелопаток турбины, что позволило довести взлетную тягу до 6000 кгс; новыйдвигатель получил обозначение WP7А;модификации WP7 – WP7В (Рвзл.
= 6100кгс), WP7С для J-7 II, WP7F для самолета J-7E (Рвзл. = 6500 кгс).На базе двигателя ТРД Р11-300 созданы семейства двигателей Р13, Р25 иР95Ш (см. главу “НПП “Мотор”).íÓÔÓθтермоэмиссионная ядерно-энергетическая установкаРазрабатывалась в 1960-69 гг.Электрическая мощность 5…7 кВтНапряжение постоянного тока - до 30 ВМаксимальная температура теплоносителя 600°СРесурс 10000 часовíüùì “íÓÔÓθ” [20]ê201-300жидкостный ракетный двигательáˆËÓÌ̇fl ‡ÍÂÚ‡ Í·ÒÒ‡ “‚ÓÁ‰Ûı-ÔÓ‚ÂıÌÓÒÚ¸” ï-22 “ÅÛfl” [2]В 1959-64 гг.
в ОКБ проводились работы по созданию жидкостных ракетных двигателей. Двигатель Р201-300предназначался для установки на ракеты “Буря” Х-22 (AS-4. Kitchen) класса "воздух-земля" (дальность стрельбы400км;скоростьполета2700...3000 км/ч.)Это был многорежимный двигатель,одноразового действия, с турбонасосной подачей компонентов.Компоненты топлива – окислительАК-27И, горючее ТГ-02СТАРТОВЫЙ РЕЖИМР = 8350 кгс (81,86 кН) (Н=10000 м)Руд.
= 256 кгс.с/кг (Н=10000 м)Руд. = 250 кгс.с/кг (Н=25000 м)МАКСИМАЛЬНЫЙ СТАРТОВЫЙРЕЖИМРз = 1400 кгс (13,72 кН) (Н=25000 м)ê201-300 [20]Руд. = 253 кгс.с/кгt = 530 сМдв. = 112 кг(Н=25000 м)ê209-300жидкостный ракетный двигательäëê-2 [99]Р209-300 – двухрежимный двигательодноразового действия с турбонасосной подачей компонентов для ракетымишени, созданной на базе КР КСР-2(дальность полета 250 км, высота – до25000 м, скорость 2500 км/ч.)Компоненты топлива – АК-27И (окислитель) и ТГ-02 (горючее)t = 820 сМдв. = 80 кгСТАРТОВЫЙ РЕЖИМР = 3300 кгс (32,35 кН) (Н=10000 м)Руд. = 247 кгс.с/кг (Н=10000 м)Руд. = 264 кгс.с/кг (Н=25000 м)МАКСИМАЛЬНЫЙ МАРШЕВЫЙРЕЖИМР = 650 кгс (6,37 кН) (Н=25000 м)Руд.
= 250 кгс.с/кг (Н=25000 м)ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ227АМНТК “СОЮЗ”êì19-300малоразмерный авиационный турбореактивный двигательäÓÌÒÚÛÍÚ˂̇fl ÒıÂχ êì19-300 [20]В 1959-61 гг. создан ТРД РУ19-300 упрощенной конструктивной схемы длядвухместного учебного Як-30 и одноместного спортивного самолетов Як-32.Двигатель прошел летные испытанияв 1961 г. В 1966-70 гг. проведена доработка двигателя с целью использования его в качестве вспомогательнойсиловой установки на самолетахАн-24Д/РТ, Ан-26 и Ан-30.В двигателе применены семиступенчатый осевой компрессор, кольцеваякамера сгорания, одноступенчатаятурбина и нерегулируемое реактивноесопло.Производился в ОАО “Тюменские моторостроители” с 1969 г.
Находится всерийном производстве.üÍ-32 [8]Рвзл. = 900 кгсCуд.кр. = 1,18 кг/кгс.чGв взл. = 16 кг/сπк взл. = 4,6Tг взл. = 1150 КÄÌ-26 [2]Мдв. = 225 кгDдв. = 550 ммLдв. = 1730 ммГарантированный ресурс 1500 часовê15-300авиационный турбореактивный двигательê15Å-300 [102]228ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖВозможность глубокого дросселирования режима по тяге и увеличенныйресурс обоих двигателей обеспечиваетбольшую дальность полета воздушныхсудов, на которые они устанавливаются. Работа над этими двигателями началась в конце 50-х годов.Одновальный двигатель Р15-300 конструктивно состоит из пятиступенчатого осевого компрессора (ВНА, автоматическое управления лентой перепуска за третьей ступенью, бандажированные лопатки пятой ступени ротора), камеры сгорания трубчатокольцевого типа, одноступенчатойтурбины, форсажного контура с двухстворчатым регулируемым трехпозиционным соплом. Для автоматического запуска используется турбостартерС3 (ГТД с силовой турбиной в 150 л.с.)Р15-300 был первым двигателем с электронным регулятором режимов.Рвзл.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
