газотурбинный двигатель наземного применения
Газотурбинный двигатель ГТД-6/8РМ разработан на базе авиационных двигателей семейства Д-30КУ/КП. Применяется в составе газотурбинной электростанции ГТЭ-6/8РМ, которая предназначена для обеспечения электрической и тепловой энергией промышленных и бытовых потребителей. Электрическая мощность 6,22/8,24 МВт Максимальная производительность 11,72/15,24 Гкал/ч.
^ = 24,8/26,3% (при выработке электроэнергии)
^ = 79,3/82,9% (при выработке электроэнергии и тепла)
Конструктивная схема ГТД-6/8РМ [27] |
Наиболее эффективно применение ГТЭ-6/8РМ в качестве надстроек к газовым котельным.
ГТЭ-6/8РМ [27] |
ОАО „Самарский научно-технический
комплекс имени Н.Д.Кузнецо6а"
Адрес: 443026 Россия, г. Самара, ул. С. Лазо, 2А Тел.: (8462) 500228, 505528, 500378, 505408 Факс: (8462) 501211, Телетайп: 214172 ЦЕЛЬ Е-mail: sntk@sntk.samara.su
Генеральный директор/Генеральный конструктор - Гриценко Евгений Александрович, тел. (8462) 500228
Заместитель ГД/Главный инженер - Зуев Александр Викторович, тел. (8462) 505408 Первый заместитель ГК - Игначков Станислав Михайлович, тел. (8462) 504827 Главный конструктор - Анисимов Валентин Семенович Исполнительный директор по финансам - Бакаушин Павел Липатович
|
|
СНТК имени Н.Д.Кузнецова - самое крупное предприятие в СНГ по разработке и созданию авиационных двигателей.
История предприятия ведет свое начало с 1946 г. На базе завода №145 имени С.М.Кирова (эвакуированный из Москвы и объединенный с ранее эвакуированным из Киева заводом имени Артема), расположенного в поселке Управленческий, вблизи г. Куйбышева (Самара), был создан Государственный Союзный Опытный завод №2 Министерства авиационной промышленности СССР. Позже этот завод был подчинен Особому Управлению МАП. Его задачей было создание авиационных турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Директором опытного завода №2 и техническим директором был назначен Н.М.Олехнович.
В начале мая 1949 г. Ответственным руководителем и Главным конструктором завода был назначен Николай Дмитриевич Кузнецов, который в дальнейшем стал Генеральным конструктором. До этого назначения Кузнецов работал Главным конструктором Уфимского ОКБ, задачей которого было освоение немецкого опыта создания реактивных двигателей. В связи с закрытием в конце 1948 г. Уфимского ОКБ работы над этими проектами были прекращены.
В июне 1953 г. завод №2 был переименован в Государственный союзный опытный завод №276 и подчинен 6-му Главному управлению Министерства обороны СССР, а с 27 августа 1953 г. - 8-му Главному управлению Министерства обороны СССР.
12 июля 1957 г. завод №276 МАП "за успешное выполнение Правительственных заданий по созданию новой авиационной техники" был награжден орденом Ленина.
|
|
С января 1967 г. Объединенный опытный завод №276 стал называться Куйбышевским моторным заводом Министерства авиационной промышленности СССР. Работа сотрудников предприятия была отмечена руководящими органами государства: 13 декабря 1972 г. моторный завод "За достижение наивысших результатов во всесоюзном социалистическом соревновании в ознаменование 50-летия СССР" был награжден "Юбилейным почетным знаком". В 1973 г. Министерство гражданской авиации (МГА СССР) и ЦК профсоюза авиаработников "За активное содействие Гражданской авиации и в связи с 50-летием со дня ее создания" награждает предприятие "Почетной грамотой". Министерство авиационной промышленности СССР в ноябре 1977 г "За высокие показатели в повышении эффективности производства и качества" награждает предприятие "Почетной грамотой". В июле 1981 г приказом Министерства авиационной промышленности создано Куйбышевское научно-производственное объединение "Труд", куда вошли Куйбышевский моторный завод, Куйбышевское конструкторское бюро машиностроения и Казанское проектное бюро машиностроения (см. "Авиамотор"). Руководитель объединения - Генеральный конструктор, академик, дважды Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии Николай Дмитриевич Кузнецов. В 1989 и 1990 гг. моторный завод награждается переходящим Красным Знаменем МАП и ЦК профсоюза работников авиационной промышленности по итогам работы в 1988 и 1989 гг. С 25 января 1991 г. предприятие стало называться Самарское Государственное научно-производственное предприятие "Труд" (СГНПП "Труд").
В июне 1993 г. руководителем СГНПП "Труд" становится Евгений Александрович Гриценко. После преобразования в июне 1994 г. СГНПП "Труд" в Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс "Двигатели НК" Е.А.Гриценко становится его Президентом. В январе 1996 г. на основании постановления Совета директоров АО СНТК "Двигатели НК" от 3 января 1995 г. и Постановления Администрации Красноглинского района г. Самары от 31 октября 1995 г. №1232 Комплекс был переименован в Акционерное общество открытого типа "АО СНТК имени Н.Д.Кузнецова". Собрание акционеров АО СНТК "Двигатели НК" 20 апреля 1995 г. приняло решение о вступлении в финансово-промышленную группу (ФПГ) "Двигатели НК", которая была зарегистрирована 20 марта 1997 г. решением заместителя министра промышленности. В состав группы вошли крупнейшие в Поволжье двигателестроительные предприятия и ряд финансовых структур: ОАО "Моторостроитель", ОАО "Металлист-Самара", ОАО "СНТК им. Н.Д.Кузнецова", АООТ "Казанское моторостроительное производственное объединение", АООТ "Самарское конструкторское бюро машиностроения", ОАО "Авиамотор", ОАО "ЭЛРосс", ОАО "Самарские газотурбинные электростанции", ОАО "СКД-банк".
Текстовые и иллюстративные материалы по СНТК предоставлены Центром истории авиационных двигателей и откорректированы разработчиком. Частично использованы материалы книги В.А.Зрелова и Г.Г.Карташова "Двигатели НК".
СНТК |
Д.КУЗНЕЦОВА"
РД-12/14
авиационные турбореактивные двигатели
Освоением немецкого опыта создания реактивных двигателей занималось Уфимское ОКБ (см. РД-10 в главе "Завод имени В.Я.Климова"). Коллективы В.Я.Климова и Н.Д.Кузнецова занимались внедрением в серийное производство двигателя РД-10/РД-10Ф (JUM0-004).
Под руководством Н.Д.Кузнецова в Уфимском ОКБ создавались ТРД РД-12 и РД-14.
Проектирование ТРД РД-12 (Рвзл. = 3000 кгс) начато в 1947 г. В отличие от РД-10 двигатель имел центробежный компрессор.
|
|
В ходе испытаний РД-12 произошел обрыв лопатки. Это задержало не только работы по РД-12, но и по более "реальному" двигателю РД-14 (Рвзл. = 1500 кгс), созданному в 1948 г., который предназначался для двухмоторного истребителя.
В 1948 г. Уфимское ОКБ было расформировано и все работы были прекращены.
РД-20
авиационный турбореактивный двигатель
На заводе фирмы BMW в Мюнхене в 1937 г. разрабатывались ТРД с центробежным компрессором. Однако после передачи в 1939 г. завода фирмы Bramo в Шпандау, где проектировался ТРД с осевым компрессором, фирме BMW предпочтение было отдано последнему, получившему обозначение Р3302, а позднее BMW-109-003. Первый двигатель был испытан на стенде в 1940 г. Министерство авиации Германии приняло решение, что BMW будет разрабатывать более совершенный, по сравнению с JUMO, проект ТРД с осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания, охлаждаемыми воздухом турбинными лопатками и регулируемым реактивным соплом.
BMW-109-003R [100] |
МиГ-9 [99] |
МиГ-9М [99] |
Не-162 на летных испытаниях в ЦАГИ в 1946 г. [28] |
Руководил разработкой двигателя 003 Г.Ойстрих. В 1946 г. он и 120 специалистов фирмы BMW стали работать на французской фирме Snecma. Первый
ГТД этой фирмы (ATAR-101) являлся по сути модификацией BMW-003. Первым серийным образцом был двигатель 003А-0, испытанный в полете в октябре 1943 г. Следующим серийным был 003А-1 (к августу 1944 г. было выпущено 100 таких двигателей). Параметры ТРД BMW-003А-1: Рвзл. = 800 кгс Суд.взл. = 1,4 кг/кгс.ч Ов = 19 кг/с К к = 3,1 Мдв. = 660 кг Ьдв. = 3640 кг Эмакс. = 690 мм
Проектировались другие модификации двигателя 003: 003С, 003D, 003E-1, 003E-2.
Эти двигатели, а также ТРД следующего серийного образца 003А-2 устанавливались на самолетах He-162 и Ar-234.
Фирма BMW работала также над модификацией 003R, состоящей из ТРД BMW-109-003A-2 и ЖРД BMW-109-718 в качестве ускорителя с кратковременно развиваемой тягой 1250 кгс.
До конца войны в Германии построено более 700 двигателей серии 003. Двигатели 003А изготавливались серией на Казанском объединенном заводе №16 (ныне Казанское моторостроительное ПО) и носили названия:
|
|
• РД-20 (Рвзл. = 800 кгс; для самолетов И-300, МиГ-9, И-301Т);
• РД-20Ф (Рвзл. = 1000 кгс);
• РД-21 (Рвзл. = 1050 кгс, для самолета МиГ-9М).
"СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА" 028
авиационный турбовинтовой двигатель
UwW клтл. Один из вариантов конструктивной схемы ТВД BMW-109-028[100] |
Конструктивная схема ТВД 028 [100] |
ц^Л fvv^
В 1940 г. фирма BMW приступила к проектированию мощного турбовинтового двигателя, получившего в 1941 г. обозначение BMW-109-028. Проект включал 12-ступенчатый осевой компрессор, четырехступенчатую турбину, редуктор и двухрядный винт противоположного вращения. Na кр. = 7940 л.с. (Н = 6100 м, Уп = 640 км/ч) Ов = 44 кг/с Мдв. = 3600 кг Ьдв. = 5080 кг Эмакс. = 1250 мм
С 1947 г. в ОКБ-2 Завода №2 (Главный конструктор ОКБ К.Престель) разрабатывались три варианта ТВД 028. Один из них мощностью 6570 л.с. имел 10-ступенчатый компрессор, трехступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и два соосных винта противоположного вращения, приводимых через редуктор. Работы над проектом 028 были прекращены в 1949 г.
С
авиационный турбореактивный двигатель
Советская комиссия под руководством полковника А.М.Исаева (позже Главного конструктора ракетных двигателей) и майора Ф.Г.Квасова организовывала производство и разработку двигателей фирмы BMW в Штас- фурте (Германия). В начале 1946 г. удалось закончить 50-часовые испытания ТРД BMW-003 на временном испытательном стенде. В 1946-48 гг. разрабатывалась одна из модификаций немецкого двигателя BMW-003: 003С. Конструкторскому бюро в г. Штасфурте, Главному конструктору К.Престелю было дано задание закончить постройку ТРД BMW-003C.
Двигатель имел семиступенчатый
осевой компрессор, одноступенчатую
турбину с охлаждаемыми сопловыми
и рабочими лопатками и кольцевую
камеру сгорания с 16 форсунками.
Рвзл. = 1050 кгс
Суд.взл. = 1,45 кг/кгс.ч
Ов взл. = 19 кг/с
пвзл. = 9750 об./мин.
Эдв. = 690 мм (без агрегатов)
Ьдв. = 3000 мм
Мдв. = 620 кг
Двигатель 003С был изготовлен в количестве 7 штук. На них была проведена вся доводка, закончившаяся двумя длительными испытаниями (каждое свыше 30 часов). Получены все заявленные данные.
В 1947-48 гг. двигатель прошел заводские испытания. После прохождения испытаний документация была передана на серийный завод №16 в Казань (Казанское моторостроительное ПО и КБ С.Д.Колосова в Николаев (НПП "Машпроект"). Три двигателя были переданы для летных испытаний в КБ Микояна.
003С [40] |
Однако работы по двигателю были прекращены, поскольку авиации требовался более мощный ТРД. Тем не менее, двигатель послужил базой для развития одного из направлений отечественного двигателестроения.
СНТК |
Д.КУЗНЕЦОВА"
авиационный турбореактивный двигатель
На основе ТВД BMW-109-028 в 1941 г. разработан ТРД BMW-109-018, который создавался под параметры: Рвзл. = 3400 кгс Суд.взл. = 1,1 кг/кгс.ч Ов = 44 кг/с Мдв. = 2500 кг Ьдв. = 4010 кг Эмаккс. = 1250 мм
Образец этого двигателя с 12-ступен- чатым компрессором и трехступенчатой турбиной был построен в Германии к 1945 г., но испытан не был. Конструкторском бюро в г. Штасфурте (Главный конструктор К.Престель) было поручено закончить чертежи и изготовить опытный образец реактивного двигателя BMW-018 с тягой на земле 3400 кгс, с возможностью дальней-
Конструктивная схема BMW-109-018 [100]
шего форсажа до 4000 кгс и выпустить его на стендовые испытания в октябре 1946 г.
18 октября двигатель 018 был изготовлен и передан испытательной станции для первичных испытаний. 19-20 октября проведена 4-часовая обкатка двигателя на стенде от электромотора. Результаты были положительные.
BMW-109-018 [100] |
После перевода КБ на Завод №2 (тогда оно уже называлось ОКБ-2) туда же доставили сам двигатель и сразу же были продолжены испытания и доводка. Весной 1947 г. по приказу Министра авиационной промышленности был утвержден план опытного строительства двигателей.
Р-130)
авиационный мотокомпрессорный реактивный двигатель
Среди проектов, которые разрабатывались в 1946 г., был мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель (МКВРД) 032, или Р-130, работы над которым были начаты еще в г. Дессау (Германия).
Конструктивная схема Р-130 [40] |
Р-130 - это мотокомпрессорный реактивный двигатель с семиступенчатым осевым компрессором, приводом которого служил звездообразный, двухрядный десятицилиндровый поршневой мотор (Эпоршня = 176 мм; ход поршня 140 мм). Последние четыре ступени компрессора использовались как нагнетатель сжатого воздуха в поршневой мотор (N = 4000 л.с.)
Двигатель имел регулируемое сопло с передвижной в осевом направлении иглой.
Рвзл. = 2000 кгс
Суд.взл. = 0,4 кг/кгс.ч
Пвзл. = 6600 об./мин.
Рном. = 1500 кгс (Н = 0, Мп = 0,7)
Суд.ном. = 0,5 кг/кгс.ч
пном. = 6600 об./мин.
Мдв. = 1400 кг
Ьдв. = 4000 мм
Эмакс. = 960 мм
Двигатель должен был быть представлен на заводские стендовые испытания в третьем квартале 1948 г. Однако работы по нему были прекращены в сентябре 1947 г., так как исследования и расчеты показали, что данный тип двигателя с возрастанием высоты и скорости полета не имеет преимуществ по сравнению с ТРД.
"СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА" 012
авиационный турбореактивный двигатель
Я-Й |
Ч&26
Конструктивная схема 012А [40] |
Конструктивная схема 012Б [40] |
Еще находясь в Германии, КБ доктора А.Шайбе получило задание закончить проектные работы и изготовление опытных образцов двигателей JUMO-O12 с тягой на земле 3000 кгс с постановкой его на стендовые испытания в августе 1946 г. Первый JUM0-012 был построен к 1 августа 1946 г., а к октябрю собрано уже 4 двигателя. В Дессау были проведены предварительные испытания этих двигателей, проведена отработка систем масло- питания, зажигания и др. При первых испытаниях двигателей были выявлены дефекты, вызвавшие изменения в конструкции некоторых элементов. Все двигатели 012 были отправлены на Завод №2 для проведения испытаний.
ТРД 012Б на испытательном стенде [100] |
После организации ОКБ-1 при Заводе №2 одним из первых заданий было разработать конструкцию ВРД 012А, который должен был быть максимально близок по конструкции двигателю JUM0-012, спроектированному фирмой Junkers в г. Дессау. Первое испытание двигатель 012А прошел в августе 1946 г. в Германии после организации там Особого технического бюро под руководством Н.М.Олехновича.
СНТК |
Д,КУЗНЕЦОВА'
Конструктивная схема 012Д [40] |
Конструктивно 012А являлся развитием JUMO-004 и включал в себя следующие элементы: осевой компрессор, восемь трубчатых камер сгорания, двухступенчатую турбину и регулируемое сопло. В целях упрощения технологии изготовления и уменьшения массы двигателя предусматривалось корпус компрессора изготавливать сварным из листового материала вместо литого из силумино- вого сплава, как у двигателя 004. 012А проектировался на следующие параметры:
Рвзл. = 2700 кгс (при n = 6300 об./мин.) Ов = 60 кг/с к к = 5,5
Тг = 1068...1073 К
Развитием проекта 012А явился проект ТРД 012Б, разработанный в 1947 г. Дата первого испытания - март 1947 г. Дата Госиспытания - октябрь 1948 г. Для запуска предполагалось использовать пневматический мотор Rut мощностью 46 л.с. и расходом воздуха Ов = 0,7 кг/с (при n = 1800 об./мин.) Рвзл. = 3000 кгс Рном. = 2715 кгс Рмакс.кр. = 2200 кгс Рмг = 200 кгс Суд.взл. = 1,095 кг/кгс.ч Суд.ном. = 1,075 кг/кгс.ч Суд.макс.кр. = 1,055 кг/кгс.ч Пвзл.= 6200 об./мин. Пном. = 6000 об./мин. Пмакс.кр. = 5650 об./мин. пмг = 2500 об./мин. Ов = 59,4 кг/с кк = 5,6 Тг = 1050 К Ьдв. = 4650 мм Ьдв. = 1080 мм Ьдв. = 1165 мм Мкомпр. = 524 кг Мкс = 58 кг Мтурб. = 93 кг Мдв. = 1330 кг Проектный ресурс 100 часов Диски компрессора двигателя 012Б изготавливались из материала 30ХГСА, рабочие лопатки 1...8 ступеней - из материала Д1Т, 9...12 ступеней - из Ст.45. Камера сгорания кольцевого типа включала в себя 12 отдельных головок и сваривалась из листового материала
ЭИ-417. Двухступенчатая турбина имела охлаждаемые диски из ЭИ-417 и не- охлаждаемые сопловые и рабочие лопатки из материала ЭИ-388. Опытное производство двигателя осуществлялось в 1946-49 гг. В октябре-декабре 1948 г. двигатель прошел Госиспытания, а к июлю 1949 г. на двигателях №№11,12 и 14 отработан 100-часовой ресурс. Дальнейшие работы по двигателю были прекращены.
Проект двигателя 012Б использовался в качестве основы для разработки ТВД 022, некоторые детали которого были изготовлены в Германии во время войны.
Pirna 014 [100] |
Ил-28 с ТРД Pirna 014 [100] |
Параллельно велась разработка двигателя 012Д "с минимально пониженной
массой, увеличенным ресурсом и простотой конструкции". Проект 012Д разработан в октябре 1948 г.
012Д имел восьмиступенчатый осевой компрессор, в котором "путем использования обширных английских материалов" предполагалось получить КПД, равный 85%. Камера сгорания кольцевого типа была спроектирована на основании экспериментальных работ, проведенных фирмой BMW в Берлине- Шпандау.
Для кратковременного увеличения тяги двигателя 012Д предполагалось использовать жидкостный ракетный двигатель, располагаемый либо в конце реактивного сопла, либо в его кожухе.
Расход воздуха на охлаждение горячей
части двигателя составлял около 1 кг/с.
Рвзл. с жрд = 3000 + 1940 кгс
Суд.взл. = 1,05 кг/кгс.ч
Суд.взл.с жрд = 2,23 кг/кгс.ч
Суд.ном. = 1,05 кг/кгс.ч
лк = 4,5
Тг = 1073 К
n = 7300 об./мин.
Ов = 55 кг/с
Мдв. = 980 кг (с ЖРД), 900 кг (без ЖРД) Ьдв. = 3500 мм Эдв. = 1080 мм Проектный ресурс 250 часов Модификация двигателя 012Б - Pirna 014 (по названию г. Пирна близ Дрездена) разрабатывалась в Восточной Германии в 1954-59 гг. Эти работы были начаты немецкими специалистами еще в период их пребывания в СССР и продолжены после возвращения на родину. Руководил работами доктор Р.Шейност, ранее работавший руководителем отдела прочности в ОКБ Н.Д.Кузнецова. Двигатель Pirna 014 предназначался для пассажирского самолета "152 V-4". Рвзл. = 3150 кгс Суд.взл. = 0,85 кг/кгс.ч Ов = 50 кг/с л к = 7
Летные испытания двигателя проводились на специально оборудованном самолете Ил-28.
Сборка самолетов "152 V-4" [100] |
На основе ТРД 012Б с 1962 г. под руководством Ф.Бранднера разрабатывался двигатель с форсажной камерой Е-300 для египетского сверхзвукового
самолета НА-300. Для летных испытаний этого двигателя был использован самолет Ан-12, у которого вместо левого внутреннего ТВД АИ-20 был размещен Е-300.
Е-300 [100] |
В связи с финансовыми трудностями Египта работы над самолетом и двигателем в 1969 г. были прекращены. Рвзл. = 3300 кгс Рвзл.ф. = 4800 кгс Суд.взл. = 0,98 кг/кгс.ч Ов = 53 кг/с лк = 5,7 Мдв. = 860 кг Эдв. = 840 мм
На переднем плане - самолет НА-300; на заднем плане - Ан-12 с ТРД Pirna 014[100] |
СНТК |
Д.КУЗНЕЦОВА"
ГТ-30
газовая турбина
В марте 1948 г. разработан проект газовой турбины ГТ-30 мощностью 30000 л.с. для привода стационарной компрессорной установки. Привод состоял из 10-ступенчатого диско-барабанного компрессора, камеры сгорания трубчато-кольцевого типа с 15 жаровыми трубами, каждая диаметром 340 мм и длиной 1700 мм и
двухступенчатой турбины.
Об = 210 кг/с
Кк = 4,2
Тг = 1050 К
Протора = 300 об./мин.
Мротора = 7925 кг
Мдв. = 14000 кг
Ьдв. = 12300 мм Dbx. = 3100 мм
Для удобства монтажа и обслуживания предполагался горизонтальный разъем корпусов компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства.
ТВ-022
авиационный турбовинтовой двигатель
Конструктивная схема ТВ-022 [100] |
В 1949 г. после прибытия на Завод №2 Н.Д.Кузнецов в результате анализа деятельности предприятия принимает решение, определившее на долгие годы развитие предприятия - создание мощных газотурбинных двигателей. По его распоряжению работы над всеми проектами были прекращены и все силы были сконцентрированы на разработке турбовинтового двигателя. Это был ТВ-022.
По инициативе Кузнецова впервые в мире была создана новая совершенная методика расчета и проектирования турбин. При создании двигателя за счет совершенствования расчета турбины, профилирования рабочих и сопловых лопаток и использования новой теории в практике конструирования пяти вариантов турбины удалось впервые получить КПД, равный 93%. В 1950 г. ОКБ-276 проводит испытания первого ТВ-022 - прямого воспроизводства немецкого ГТД JUMO-022. На 100-часовых стендовых испытаниях двигатель при сухой массе 1700 кг развил взлетную эквивалентную мощность 5114 э.л.с. при номинальной мощности 4398 э.л.с. и крейсерской 3672 э.л.с. Заводские испытания проведены в июне 1949 г. Двигатель имел четырнадцатиступен- чатый компрессор, трехступенчатую турбину. Камера сгорания - кольцевого типа с 12 головками из сплава ЭИ-417. Диски первой и второй ступеней были охлаждаемые, диск третьей ступени и лопатки - неохлаждаемые.
Двигатель имел два соосных винта противоположного вращения АВ-41 с приводом от редуктора с передаточным числом i = 0,145.
Запуск двигателя осуществлялся
турбостартером ТС-1 мощностью 68 л.с.
Na взл. = 5000 л.с.
Na кр. = 3000 л.с.
Сэ взл. = 0,300 кг/л.с.ч
Сэ кр. = 0,210 кг/л.с.ч
Об взл. = 26,5 кг/с
п = 7500 об./мин.
Кк взл. = 5,6
Тг взл. = 1120 К
Об кр. = 30 кг/с
Ьдв. = 4170 мм (без винтов)
^)дв. = 1050 мм
Мдв. = 1650 кг (без стартера и агрегатов запуска)
ТВ-2
авиационный турбовинтовой двигатель
С мая по октябрь 1951 г. в ЛИИ проводились летные испытания двух двигателей ТВ-2 мощностью 4600 кВт каждый, являющихся модификацией двигателя ТВ-022.
ТВ-2 [40] |
Данная модификация имела новую маслосистему с насосами большей производительности, новый турбо- стартер ТС-1 мощностью 60 л.с. (Об = 1,3 кг/с, М = 55 кг), а также новые винты АВ-41Б (Dbb = 4200 мм). По сравнению с ТВ-022 двигатель ТВ-2 показал лучшую экономичность
п |
СНТК
12000...15000 л.с. Таких двигателей в мире не существовало. После обсуждения этой проблемы А.Н.Туполевым и Н.Д.Кузнецовым принимается временный вариант: срочно проектируется двигатель 2ТВ-2Ф - два форсированных двигателя ТВ-2Ф, расположенных рядом и имеющих общий редуктор, передающий мощность на два соосных винта. Постановление Совета Министров СССР о разработке и строительстве этих двигателей вышло 11 июля 1951 г.
Предполагалось, что спарка 2ТВ-2Ф будет использоваться для отработки и доводки самолета "95-1" Туполева, пока не будет создан двигатель ТВ-12 (параллельно с этим проектом начинается разработка турбовинтового двигателя ТВ-12 такой же мощности). Первое испытание 2ТВ-2Ф проведено в сентябре 1951 г., Госиспытания - в декабре 1952 г.
12 ноября 1952 г. начались летные испытания самолета "95-1" с четырьмя двигателями 2ТВ-2Ф. Самолет выполнил 16 испытательных полетов и налетал почти 25 часов. Однако 11 мая 1953 г. во время испытательного полета произошла катастрофа: на третьем двигателе возник пожар и он оторвался от самолета, а винты четвертого двигателя вошли во флюгерное положение.
Конструктивная схема 2ТВ-2Ф [100] |
Редуктор двигателя 2ТВ-2Ф [40] |
Работы над двигателем вскоре были прекращены. По распоряжению Совета Министров техническая документа-
Ту-91 "Бычок" [11] |
(Суд.взл. = 0,257 кг/л.с.ч.; Суд.кр. = 0,198 кг/л.с.ч.), а также больший ресурс, который составлял 200 часов. Летные испытания проходили на самолете Ту-4, у которого два ТВД ТВ-2 №№16 и 17 были установлены взамен крайних моторов АШ-73ТК. Самолет совершил 27 полетов и налетал с этими двигателями 72 часа 51 минуту. 8 октября 1951 г. самолет Ту-4 №225402 потерпел аварию из-за пожара в правом двигателе. Пожар произошел во время отработки запуска двигателя в полете из-за попадания топлива в мотогондолу самолета через телескопическое соединение выхлопной трубы двигателя с соплом. В конце 40-х годов в КБ Туполева велась разработка проекта стратегического межконтинентального носителя ядерного оружия. К 1951 г. стало ясно, что наиболее приемлемым вариантом является самолет массой около 200 тонн с четырьмя ТВД мощностью
2ТВ-2Ф [40] |
ция по ТВ-2 и ТВ-2Ф, а также сами двигатели были переданы в конструкторские бюро в Перми (ОАО "Авиадвигатель") и Запорожье (ЗМКБ "Прогресс") для использования инженерного опыта.
В 1954 г. прошел государственные испытания пермский вариант двигателя ТВ-2М мощностью 7650 л.с., который был установлен на пикирующем бомбардировщике-торпедоносце Ту-91 "Бычок". Созданный на его основе турбовальный двигатель ТВ-2ВМ предназначался для вертолета Ми-6. Модификация ТВ-2Т, разработанная в Запорожском машиностроительном КБ, ставилась на первый отечественный турбовинтовой транспортный самолет Ан-8, а турбовальный ТВ-2ВК применялся для подъемных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22.
ТВ-2Ф
N взл. = 6250 л.с.
N кр. = 2550 л.с. (Н = 11000 м, Уп = 720 км/ч)
Сэ взл. = 0,294 кг/л.с.ч
Сэ кр. = 0,218 кг/л.с.ч
Ов взл. = 30 кг/с
Ов кр. = 10,6 кг/с
пвзл. = 7500 об./мин.
пкр. = 7100 об/мин.
Кк взл. = 5,1
Кк кр. = 5,8
Тг взл. = 988 К
Тг кр. = 967 К 2ТВ-2Ф
N взл. = 12500 л.с.
N кр. = 6500 л.с. (Н = 11000 м, Уп = 720 км/ч)
Сэ взл. = 0,250 кг/л.с.ч
Сэ кр. = 0,190 кг/л.с.ч
Ов взл. = 64,2 кг/с
Ов кр. = 22,5 кг/с
пвзл. = 7650 об./мин.
пкр. = 7250 об/мин.
Як взл. = 6,1
Кк кр. = 7,2 Тг взл. = 1150 К Тг кр. = 1031 К Мдв. = 3780 кг
НК-12
турбовинтовой двигатель многоцелевого применения
Для испытаний двигателя ТВ-12 в 1953 г. специально были оборудованы три самолета Ту-4ЛЛ ("Летающая лаборатория"). Двигатель ТВ-12 был установлен на месте правого внутреннего поршневого мотора АШ-73. При этом ТВ-12 превосходил АШ-73 по мощности более чем в 5 раз, а его винты по диаметру были больше примерно в 1,5 раза. Испытания проводили ведущий летчик-испытатель М.А.Нюхтиков и ведущий инженер Д.И.Кантор. Самые первые испытания двигатель прошел в октябре 1952 г. 25 декабря 1954 г. двигатель успешно прошел 100 часовые Государственные испытания и был передан в серийное производство на Куйбышевский моторостроительный завод имени М.В.Фрунзе (ОАО "Моторостроитель", г. Самара), а в феврале 1955 г. был совершен первый полет самолета "95-2", второго прототипа Ту-95 с двигателями ТВ-12.
ТВ-12 на летающей лаборатории Ту-4ЛЛ [100] |
Серийный самолет Ту-95 был оснащен двигателями НК-12 (так стал называться двигатель ТВ-12). Это был самый мощный в мире двигатель. Он имел 14-ступенчатый компрессор с коэффициентом полезного действия 0,88. Специально была создана высокоэкономичная пятиступенчатая турбина с коэффициентом полезного действия 0,94, что является рекордом до настоящего времени. Впервые для уменьшения радиальных зазоров были применены легко- срабатываемые покрытия на элементах проточной части статора. Для лопаток турбины также впервые
были использованы литые жаропрочные сплавы, которые при высокой температуре имеют пределы прочности выше, чем деформируемые сплавы. Это позволило уменьшить трудоемкость изготовления лопаток. В уникальном дифференциальном однорядном редукторе был использован ряд технических новшеств. В частности, специальная подача масла для охлаждения рабочих поверхностей зубчатых и шли- цевых соединений, что использовалось позже в редукторах других двигателей.
Кроме того, на НК-12 впервые были применены регулировка компрессора клапанами перепуска воздуха, система регулирования подачи топлива в едином блоке (командно-топливный агрегат), автоматическое флюгирова- ние винтов как система защиты двигателя, регулирование радиальных зазоров в турбине. N взл. = 12500 л.с. N кр. = 6500 л.с. (Н = 11000 м, Мп = 0,68) Сэ взл. = 0,225 кг/л.с.ч Сэ кр. = 0,165 кг/л.с.ч Кк взл. = 9,5 n = 8300 об./мин. Тг = 1150 К
Мдв. = 2900 кг (без винтов) Эвв = 5600 мм Эвх = 1005 мм Ьдв. = 6000 мм
Назначенный ресурс 150 часов
Первое испытание ТВД повышенной мощности НК-12М состоялось в сентябре 1955 г., Госиспытания - 19 июня 1956 г. Он предназначался для самолетов Ту-95 и Ту-114. ^.взл. = 15000 л.с. ^.кр. = 6500 л.с. Сэ.кр. = 0,158 кг/л.с.ч Кк = 9,5 Тг = 1150 К
Мдв. = 2900 кг (без винтов) Эвв = 5600 мм
Ту-114[1] |
Ту-95МС [104] |
Назначенный ресурс 300 часов
СНТК |
. Д.КУЗНЕЦОВА"
ТВД НК-12МА устанавливался на самолеты Ан-22 и Ан-22А. Первое испытание НК-12МА прошел в июне 1963 г., Госиспытания - в июле 1965 г. НК-12МА оснащается соосными флюгерными ВИШ АВ-90 (4+4 лопасти; Мвв = 1600 кг; Эвв = 6200 мм; пвв = 730 об./мин.; Г|вв = 84%). Производился серийно в ОАО "Моторостроитель" (г. Самара). ^.взл. = 15000 л.с. №.кр. = 8080 л.с. (Н = 10000 м, Мп = 0,56) Сэ.кр. = 0,158 кг/л.с.ч Кк = 9,3 Тг = 1140 К
Мдв. = 3170 кг (без винтов) Эвв = 6200 мм
Назначенный ресурс 4500 часов НК-12МВ, турбовинтовой двигатель повышенного ресурса для самолета Ту-95, Ту-126, Ту-142 и Ту-114, прошел первые испытания в августе 1956 г., а Госиспытания - 13 сентября 1958 г. Производился в ОАО "Моторостроитель" (г. Самара) с 1958 г. На двигателе впервые применены система всережимного флюгирова- ния короткозамкнутая масляная система, высокооборотные откачивающие масляные насосы с импеллерами, инерционное отделение воздуха из маслосистемы с помощью центрифуги.
НК-12М [20] |
НК-12МВ [20] |
НК-12МВ оснащается соосными флюгерными ВИШ АВ-60К/Т (4+4 лопасти; Мвв = 1190/1350 кг; Эвв = 5600 мм; пвв = 730 об./мин.; Г|вв = 90%).
Тг взл. = 1150 К Ов взл. = 55,8 кг/с
Г! кнд = 0,860
Г] г = 0,980 Скс = 0,960 Г|твд = 0,925 фе = 0,900
N взл. = 15000 л.с. Сэ взл. = 0,210 кг/л.с.ч N кр. = 6500 л.с. Сэ кр. = 0,158 кг/л.с.ч Кк взл. = 9,3 Кк кр. = 13,0 К с взл. = 1,16 К с кр. = 1,47 |
Ту-142 [2] |
Мдв. = 3065 кг (без винтов)
Ту-126 [103] НК-12МП [40] |
К |
1Е1 |
тот |
. Д.КУЗНЕЦОВА"
Экраноплан "Орленок" [54] |
НК-12МК [12] |
Эдв. = 1150 мм Ьдв. = 6000 м Эвв = 5600 мм
Назначенный ресурс 5000 часов НК-12МП для самолетов Ту-142 и Ту-95МС впервые испытан в 1978 г Госиспытания пройдены в сентябре 1979 г N взл. = 15000 л.с.
Первое испытание НК-12МК для эк- раноплана "Орленок" состоялось в 1971 г., Госиспытания - в октябре 1974 г.
Жвзл. = 15000 л.с.
№.кр. = 10650 л.с. (Н = 1500...15000 м,
Мп = 0,345...0,43)
Сэ.кр. = 0,202 кг/л.с.ч
% к = 9,7
Тг = 1110 К
Мдв. = 3170 кг (без винтов) Эвв = 5600 мм
Назначенный ресурс 1200 часов Постановлением Совета Министров СССР от 29 марта 1952 г. и приказом Министра авиационной промышленности от 1 апреля 1952 г. началось проектирование двигателя ТВ-16, модификации ТВ-12 для дальнего скоростного бомбардировщика Ту-96. Двигатель имел редуктор со степенью редукции 0,088, приводящий два со- осных винта противоположного вращения. Мощность между винтами распределялась как на ТВ-12: 54% мощности на передний винт и 46% на задний. Двигатель имел десятисту- пенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 12 головками и пятиступенчатую турбину. N взл. = 12500 л.с. № макс. = 12000 л.с. (Н=14000 м, Мп=0,7) № кр. = 6500 л.с. (Н=14000 м, Мп=0,7) Сэ.макс. = 0,135 кг/л.с.ч Сэ.взл. = 0,240 кг/л.с.ч Сэ.кр. = 0,275 кг/л.с.ч пвзл.= 8250 об./мин. пкр. = 8000 об./мин. Эвв = 6250 мм Эвх = 1350 мм Мдв. = 3100 кг Ресурс 100 часов
НК-4
авиационный турбовинтовой двигатель
27 сентября 1955 г. было принято решение о проектировании нового двигателя НК-4 для самолетов Ан-10 "Украина" и Ил-18 "Москва", который был создан в рекордно короткий срок: уже 17 апреля 1956 г. он прошел первые испытания. Это был легкий, экономичный и технологичный двигатель. N взл. = 4000 л.с.
НК-4 [40] |
Ne кр. = 2300 л.с. (Н = 8000 м, Мп = 0,57) Сэ взл. = 0,245 кг/л.с.ч Сэ кр. = 0,207 кг/л.с.ч p к взл. = 7,7 Ов взл. = 18,7 Тг мах. = 1170 К Эвх = 1050 м Ьдв. = 2770 мм Эвв = 4500 мм Мдв. = 970 кг (без винта) В октябре 1957 г. НК-4 прошел Госиспытания и передан для серийного про-
СНТК |
Д.КУЗНЕЦОВА"
Ил-18 [10] |
изводства в ОАО "Моторостроитель" (г.Самара).
Летные испытания НК-4 проводились на самолете Ту-4ЛЛ, где два внешних поршневых АШ-73 были заменены на
Конструктивная схема НК-4 [40]
НК-4, причем с одной стороны ТВД были установлены сверху крыла, как на Ил-18, а с другой стороны - снизу, как на Ан-10.
Всего выпущено 200 двигателей НК-4, которые устанавливались на самолетах Ан-10. Летные испытания самолета Ил-18 были проведены с двигателями НК-4, но затем по указанию Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР двигатели НК-4 были сняты с производства, а для Ил-18 и Ан-10 приняты ТВД АИ-20 разработки ЗМКБ "Прогресс". НК-4 были установлены на 27 экземплярах Ил-18.
В июне 1959 г. Госиспытания прошла улучшенная по экономичности и ресурсу модификация НК-4А. N взл. = 4000 л.с. Сэ взл. = 0,245 кг/л.с.ч N кр. = 2380 л.с. (Н = 8000 м, Мп = 0,57) Сэ кр. = 0,207 кг/л.с.ч Як взл. = 7,9 Тг взл. = 1250 К Эвв = 4500 мм Мдв. = 860 кг Эвв = 4500 мм
НК-14А
авиационная ядерная силовая установка
Проект этой силовой установки разрабатывался в конце 50-х гг. для установки на самолет Ту-119.
НК-6
авиационный турбореактивный двигатель
НК-6 - первый отечественный высокотемпературный двухконтурный двигатель, по тем временам самый мощный в мире. Первые испытания двигатель прошел в мае 1958 г. Планировалось установить НК-6 на бомбардировщике Ту-22 и ударном беспилотном самолете Ту-123. Однако двигатель поднимался в воздух лишь на летающей лаборатории Ту-95ЛЛ.
НК-6 [12] |
На НК-6 впервые применены: многофорсуночная камера сгорания, охлаждаемые рабочие и сопловые лопатки, система регулирования во внешнем контуре, система регулирования степени повышения давления вентилятора, регулятор температуры газа перед турбиной, сверхзвуковые высоконапорные ступени компрессора, изнашиваемые вставки над рабочими лопатками турбины.
тем традиционной камерой сгорания двигателей семейства "НК". В июле 1963 г. работы по двигателю НК-6 были прекращены. К этому времени он прошел пятидесятичасовые стендовые испытания. Рф.взл. = 22000 кгс Суд.ф.взл. = 1,7 кг/кгс.ч Ов взл. = 340 кг/с Лк взл. = 13,6
Конструктивная схема НК-6 [100] Тг взл. = 1400 К Рф.кр. = 20000 кгс (Н = 11000 м, Мп = 1,7) Суд.ф.кр. = 1,96 кг/кгс.ч Рб/ф.кр. = 3500 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,9) Суд.б/ф.кр. = 0,86 кг/кгс.ч Мдв. = 3200 кг Эдв. = 1750 мм Ьдв. = 4810 мм Разрабатывалась модификация ТРДДФ НК-7 для Военно-морского флота взлетной тягой 22000 кгс. |
Компрессор двигателя НК-6 включал в себя три ступени низкого давления и шесть ступеней высокого давления. Турбина имела одну ступень высокого и две ступени низкого давления. Форсажная камера трубчато-кольцевого типа располагалась во внешнем контуре, где имелось регулируемое сопло. На двигателе НК-6 впервые была применена многофорсуночная камера сгорания с 139 форсунками, ставшая за- |
Яв взл. = 2,2 Швзл. = 2,0
НК-8
авиационный турбореактивный двигатель
Используя газогенератор двигателя НК-6, конструкторы за три года разработали двухконтурный двигатель для гражданской авиации НК-8 для установки на самолет Ил-62. Дата первого испытания - декабрь 1961 г. Дата ГЬсиспытания - июнь
1964 г.
НК-8 III серии с той же тягой 9580 кгс прошел первое испытание в сентябре
1965 г., а ГЬсиспытания - в апреле 1967 г. НК-8 выпускались на Казанском моторостроительном производственном объединении с 1967 по 1976 гг. (выпущено более 100 двигателей). При создании двигателя были широко применены титановые сплавы. При этом потребовалось освоить новые технологические процессы, связанные с использованием гидропескоструйной обработки, виброупрочнения, а также новые режимы резания и новые инструменты.
НК-8 [40] |
НК-8 III серии [12] |
Конструкция двухвального ТРДД НК-8: двухступенчатый вентилятор (p к = 2,15 при Пвент. = 5350 об./мин.), двухступенчатый компрессор низкого дав-
ления на одном валу с вентилятором, шестиступенчатый компрессор высокого давления (як = 10,8 при пквд = 6950 об./мин.), кольцевая камера сгорания со 139 форсунками, одноступенчатая турбина высокого давления, двухступенчатая турбина низкого давления, реверсивное устройство (45...48% обратной тяги), общее реактивное сопло.
Применение многофорсуночной камеры сгорания позволило получить хорошую равномерность температурного поля газового потока, поступающего на турбину, и тем самым повысить надежность двигателя. При изготовлении такой камеры сгорания были применены электрохимические и электрофизические методы обработки, а также химическое фрезерование. Лопатки вентилятора имели саблевидную форму и были снабжены антивибрационными полками для повышения вибропрочности. Впервые в отечественной практике были применены уп- ругодемпферные опоры роторов компрессора и турбины. Впервые в СССР на двигателе НК-8-III применены реверсивное устройство решетчатого типа с досопловым расположением створок и привод постоянных оборотов (разработка ОАО "Авиамотор", г. Казань). Рвзл. = 9500 кгс Суд.взл. = 0,620 кг/кгс.ч твзл. = 0,984 Кк взл. = 10,25 Тг взл. = 1140 К Тг мах = 1200 К Gb взл. = 214,5 кг/с Ркр. = 2250 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд. = 0,83 кг/кгс.ч Мдв. с реверсом = 2500 Кг Ьдв. = 4766 мм Эдв. = 1440 мм
Ил-62М [10] |
Двигатель НК-8-4, модификация НК-8, прошел Госиспытания в июне 1962 г. В июне 1965 г. состоялся первый полет самолета Ил-62 с этим двигателем. На этом двигателе были применены торцовые и радиальные контактные уплотнения масляных полостей опор, оригинальная схема регулятора частоты вращения ротора. Он имел высокие показатели надежности, обусловленные применением высокоэффективных методов упрочнения деталей, а также демпфирования ротора двигателя и его трубопроводов. Низкий уровень шума на взлете и отсутствие дымления на выхлопе способствовало широкой эксплуатации этого двигателя на международных линиях.
НК-8-5И [40] |
НК-8-4 [40] |
Серийное производство НК-8-4 осуществлялось с 1964 по 1979 гг. на Казанском моторостроительном производственном объединении. Рвзл. = 10500 кгс Робр. = 3000 кгс
Ркр. = 2750 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8)
Суд.взл. = 0,598 кг/кгс.ч
Суд.кр. = 0,81 кг/кгс.ч
Пкнд взл. = 5350 об./мин.
Пквд взл. = 6950 об./мин.
твзл. = 1,042
Gb взл.= 222 кг/с
Як взл. = 10,8
Тг взл. = 1190 К Тг мах = 1250 К Эдв. = 1442 мм Мдв.без реверса = 2200 Кг Мдв.с реверсом = 2440 Кг Эдв. = 1442 мм Ьдв. = 5101 мм
Коэффициент реверсирования 0,45 Межремонтный ресурс 7000 часов Ресурс до первого капитального ремонта 9000 часов Назначенный ресурс 18000 часов Двигатель НК-8-5И является модификацией НК-8-4 с увеличенной тягой для самолета Ил-62М. Двигатель прошел первое испытание в сентябре
Ту-155 [21] |
1973 г., Госиспытания - в ноябре 1974 г. Испытано два двигателя на ресурс 5000 часов.
Серийно не выпускался. Рвзл. = 11000 кгс Робр. = 3600 кгс
Ркр. = 2750 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд.взл. = 0,6 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,78 кг/кгс.ч m = 1,034
Лк = 11,1
"СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА" |
НК-8-4К [40] |
НК-8-2 [40] |
Ту-154Б-2 [1] |
Ов = 235 кг/с Тг = 1275 К Мдв.с реверсом = 2400 кг Ьбез реверса = 5100 мм В 1974 г. был создан двигатель НК-8-4К для экраноплана "Орленок". Дата первого испытания - 1972 г. Дата Госиспытания - октябрь 1979 г. Эксплуатационная надежность этого двигателя в морских условиях обеспечивалась применением алюминиевых сплавов для корпусных деталей вместо магниевых, встроенными системами для промывки проточной части двигателя, защиты масляных полостей от воды и диагностики состояния основных элементов. На двигателе также были применены сепарирование воздуха, охлаждающего лопатки соплового аппарата турбины и система оперативной информации бортинженера о нештатных ситуациях с выдачей рекомендаций. Двигатель изготавливался в ОАО "Казанское моторостроительное производственное объединение" (выпущено около 15 двигателей). Рвзл. = 10500 кгс Суд.взл. = 0,61 кг/кгс.ч Ов = 227 кг/с m = 1,05
Конструктивная схема НК-8-2У [40] |
як = 10,95 Тг = 1260 К Мдв. = 2200 кг
НК-8-2, модификация двигателя НК-8 для самолета Ту-154, разрабатывалась с 1965 г. НК-8-2 прошел Государственные испытания 25 августа 1971 г. Серийно выпускался в 1970-72 гг. Казанским моторостроительным ПО. Рвзл. = 9500 кгс Суд.взл. = 0,59 кг/кгс.ч Пкнд взл. = 5180 об./мин. Пквд взл. = 6835 об./мин. Швзл. = 1,05 К к взл. = 9,6 Тг взл. = 1200 К
Ркр. = 1800 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд. = 0,79 кг/кгс.ч Мдв.без реверса = 2150 кг Эвх = 1355 мм Эмакс. = 1442 мм Lg реверсом и соплом = 5288 мм В 1971 г. была начата разработка модификации НК-8-2У, которая 14 сентября 1973 г. прошла Государственные испытания. С 1972 г. двигатель находился в серийном производстве. НК-8-2У изготавливался Казанским моторостроительным производственным объединением (выпущено около 2500 двигателей) и устанавливался на пассажирские самолеты Ту-154Б и Ту- 154С.
Ремонт двигателей НК-8-2У осуществляется на предприятии-производителе, Уральском заводе ГА и Николаевском АРЗ Минобороны Украины. Рвзл. = 10500 кгс Суд.взл. = 0,580 кг/кгс.ч
Кк взл. = 10,8 Швзл. = 1,05 Ов взл. = 228 кг/с Тг взл. = 1156 К
Тг макс. = 1230 К
Ркр. = 2200 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд.кр. = 0,766 кг/кгс.ч К к кр. = 11,14 к в кр. = 2,17 Тг кр. = 1007 К Робр. = 3600 кгс Эдв. = 1442 мм Рдв. = 4762 мм Мдв.без реверса = 2170 кг Мдв.с реверсом = 2350 кг Гарантийный до первого ремонта 6000 часов (3000 циклов) Ресурс до первого ремонта по ТС 8000 часов (4000 циклов) Гарантийный межремонтный ресурс 4000 ч. (2000 циклов) Межремонтный ресурс по ТС 6500 часов (3000 циклов)
НК-88 [40] |
Конструктивная схема НК-89 [40] |
Назначенный ресурс 19000 ч. (9500 циклов)
Календарный срок службы 7 лет Суммарная наработка - более 32 млн.часов Из общего количества двигателей находятся на крыле 56% двигателей. Отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта 38% двигателей и находятся в составе ремфон- да. 4,4% НК-8-2У находятся в резерве. В 1974-79 г. в КБ разрабатывался двигатель НК-88, модификация НК-8-2У, использующий в качестве топлива жидкий водород. Первое испытание НК-88 проведено в феврале 1980 г. 15 апреля 1988 г совершен полет летающей лаборатории Ту-155, где был испытан один правый двигатель НК-88. На двигателе впервые были применены: система топливоподачи, включающая турбонасосный агрегат, теплообменник-испаритель топлива и агрегаты управления; система обеспече-
РНЕ
ния пожаро-взрывобезопасности с расположением криогенных агрегатов в специальном контейнере, продуваемом воздухом, отбираемым из-за компрессора; высокоскоростные опоры качения топливного насоса на криогенном топливе и уплотнения, обеспечивающие заданный ресурс двигателя; система газификации криогенного топлива с выбором оптимального варианта с точки зрения обеспечения минимальных потерь удельного расхода топлива, максимальной величины подогрева, отсутствия обмерзания, хорошей гидродинамической устойчивости. Ркр. = 10500 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд.взл. = 0,220 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,296 кг/кгс.ч m = 1,06
К к кр. = 11,0
Тг кр. = 1140 К
В январе 1989 г. впервые в мире совершила полет летающая лаборатория Ту-155 с модификацией двигателя НК-88, работающей на сжиженном природном газе.
В 90-х гг. начал разрабатываться двигатель НК-89 на базе НК-8-2У для грузопассажирского самолета Ту-156. Камера сгорания НК-89 многотопливная и позволяет работать на СПГ и керосине.
Ркр. = 10500 кгс (Н = 11000 м, Мп = 0,8) Суд.кр. = 0,725 кг/кгс.ч (СПГ) Суд.кр. = 0,810 кг/кгс.ч (керосин) m = 1,05 Тг = 1155 К
Кк кр. = 10,8
НК-22
авиационный турбореактивный двигатель
Опыт, полученный при разработке двигателя НК-6, был использован в процессе создания двухконтурного турбовентиляторного двухкаскадно- го двигателя с форсажной камерой НК-22 мощностью 20000 кгс для сверхзвукового дальнего бомбардировщика Ту-22М и НК-144 для пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144.
Ту-22М2 [22] |
Первое испытание проведено в апреле 1968 г, Госиспытания - в октябре 1970 г
Двигатель НК-22 является первым в мировой практике авиадвигателестро- ения образцом турбовентиляторного двухконтурного с форсажной камерой в обоих контурах двигателя большой тяги, производимым серийно с 1969 по 1984 гг.
В отличие от НК-144 в двигателе НК-22 была добавлена третья ступень вентилятора. В двигателе также использовано сопло эжекторного типа с широким диапазоном регулирования и гидромеханическая система управления с электронным ограничителем температуры газов перед турбиной и сигнализатором горения топлива в форсажной камере.
В июле 1976 г. первые испытания прошел ТРДДФ НК-23 мощностью 22000 кгс, вариант НК-22 для самолетов Ту-22М и Ту-22М2.
В этом двигателе впервые были применены управление эшелонированной подачей топлива в форсажную камеру, система частичного отключения охлаждения лопаток турбины на крейсерском режиме, система суфлирования масляных полостей с баростатиче- ским клапаном, шестерни приводов с коэффициентом зацепления зубчатых колес больше двух. Суд.взл. = 1,95 кг/кгс.ч m = 0,6 Кк = 14,75 Тг = 1390 К
СНТК |
Д.КУЗНЕЦОВА"
НК-25
авиационный турбореактивный двигатель
С 1971 г разрабатывался двухконтур- ный турбовентиляторный трехкаскад- ный двигатель НК-25 с общей форсажной камерой. В 1974 г. испытан самолет Ту-22М2Е с НК-25, в 1975-76 гг. поводились испытания НК-25 на летающей лаборатории Ту-142ЛЛ. В конце концов двигатель НК-25 устанавливался на многорежимном двухдвигательном бомбардировщике с крылом изменяемой стреловидности Ту-22М3 и разведывательном самолете Ту-22МР, а также на летающей лаборатории для аэродинамических исследований на базе Ту-22М3. Выпускается серийно с 1976 г. На двигателе применено активное регулирование радиальных зазоров по лопаткам турбины, легкосрабатываемые покрытия на статоре компрессора, перфорация статорных колец для увеличения запасов устойчивости компрессора, рабочие лопатки турбины с направленной кристаллизацией, рабочи