ГТД-6/8РМ

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