АМ-3 (РД-3)

авиационный турбореактивный двигатель

3М [21]

Н-6 [111]

Ту-16 [2]

В 1949 г. было начато проектирование самого мощного в мире для того време­ни ТРД АМ-3. В 1952 г он успешно про­шел государственные стендовые испы­тания и был запущен в крупносерий­ное производство в ОАО "Казанское мо­торостроительное ПО". АМ-3 был предназначен для установки на бомбардировщик Ту-16, пассажир­ский самолет Ту-104 и стратегический бомбардировщик М-4. На двигателе установлены восьмисту- пенчатый осевой компрессор, созда­нию которого предшествовала экспе­риментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заклю­ченных в общий кожух, двухступен­чатая турбина и нерегулируемое соп­ло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребренных стенок. Приме­нены автоматический бортовой за­пуск от турбостартера С-300М (рас­положен в коке) мощностью 65...75 кВт при частоте вращения 31000...35000 об./мин. с приводом через гидромуфту, управляемая про- тивообледенительная система, топ- ливомасляный радиатор для охлаж­дения масла топливом двигателя.

Одна из особенностей АМ-3 - это ком­прессор с дозвуковыми высоконапор­ными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления 6,2. Пер­вая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200-210 м/с), что обеспечивало высокую производитель­ность компрессора. Впервые было вве­дено регулирование компрессора пере­пуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесен слой талька с графитом. Рвзл. = 8700 кгс Суд.взл. = 1,0 кг/кгс.ч Ркр. = 6200 кгс Суд.кр. = 0,931 кг/кгс.ч Ов взл. = 150 кг/с

Кк взл. = 6,2

Тг взл. = 1130 К Мдв. = 3100 кг Эдв. = 1400 мм Ьдв. = 5380 мм Модификации:

• АМ-3А (Ту-16);

• АМ-3Д (М-4, М-2-2, Ту-104, М-4А, 3МС, 3МС-2); Рвзл. = 8700 кгс;

• РД-3М-500 (М-4, М-2-2, Ту-104, М- 4А, 3МС, 3МС-2); Рвзл. = 9500 кгс; Рчрезв. = 10608 кгс;

• РД-3М-500А (М-4, М-2-2, Ту-104, М-4А, 3МС, 3МС-2); Рвзл. = 10500 кгс;

• РД-3М (Ту-16); Рвзл. = 9500 кгс; Рф = 10608 кгс;

Ту-104 [57]

• WP8, выпускался по лицензии в Ки­тае компанией Xian Aero-Engine Corporation для установки на самолет Н-6.

Дальнейшее совершенствование про­ектируемых узлов и двигателей, их оп­тимизация и повышение надежности требовали проведения теоретических и экспериментальных исследований. Руководил этими работами в ОКБ Б.С.Стечкин.

В 1950 г. на опытном заводе исследова­ли влияние размеров ТРД на его массу. Было установлено, что для подобных в газодинамическом и конструктивном отношении ТРД удельная масса суще­ственно снижается при уменьшении (до определенных пределов) размеров двигателя. В 1950 г. в соответствии с результатами этих исследований спро­ектирован ТРД АМ-5, который пошел в серийное производство в 1953 г. Выпу­скался до 1961 г.

Устанавливался двигатель на истреби­теле-перехватчике Як-25. Планировалась установка двигателя на экспериментальные истребители: ле­тающее крыло Б.И.Черановского БИЧ-26 и самолеты БИ-1/2 А.Я.Берез- няка и А.М.Исаева.

АМ-5 прошел Госиспытания в 1953 г. и производился в АО "ММП имени В. В. Чернышева".

АМ-5 [12]

АМ-5 авиационный турбореактивный двигатель

Двигатель имел удельную массу 0,0227 кг/Н, что было в полтора раза ниже, чем у существовавших в то вре­мя отечественных и зарубежных ТРД.

На АМ-5 установлены восьмиступенча- тый осевой компрессор, кольцевая ка­мера сгорания, двухступенчатая тур­бина и нерегулируемое сопло. Система автоматического регулирования обес­печивала управление двигателем толь­ко путем перестановки основного ры­чага управления двигателем. Примене­на автономная масляная система, со­стоящая из масляного бака с маятни­ковым заборником и топливомасляно- го радиатора, размещенных на двига­теле. В системе смазки в один агрегат включены нагнетающий насос, фильтр, предохранительный, обрат­ный и редукционный клапаны, что со­кратило число трубопроводов, снизило массу и увеличило надежность масля­ной системы. Использован стартер-ге­нератор. Для электрического запуска

разработана автоматическая двухско- ростная передача с двумя обгонными муфтами - роликовой и кулачковой. Рвзл. = 2000 кгс Суд.кр. = 0,88 кг/кгс.ч Св = 37,5 кг/с Кк = 5,8

Тг взл. = 1130 К Мдв. = 445 кг Эдв. = 670 мм Ьдв. = 2770 мм Модификации:

• АМ-5Ф повышенной тяги (опытный бронированный штурмовик Ил-40-1) Рном. = 2150 кгс

Рмакс. = 2700 кгс

АМНТК "СОЮЗ

• АМ-5А (барражирующий истреби­тель Як-25, крылатая ракета класса "корабль-корабль" КСЩ).

Як-25 [2]

КСЩ [53]

КР7-300

авиационный однорежимный двигатель

Эдв. = 645 мм Ьдв. = 2010 м Мдв. = 385 кг

КР7-300 [20]

Св взл. = 35,5 кг/с К к взл. = 4,5 Тг взл. = 1330 К

В 1964 г. завершились стендовые ис­пытания однорежимного краткоре- сурсного двигателя КР7-300, предназ­наченного для сверхзвуковых беспи­лотных летательных аппаратов одно­разового применения. В том же году двигатель был запущен в серийное производство и выпускался до 1990 г. В связи с особенностями применения двигателя обусловлена его конструк­ция и режимы работы: малый ресурс, повышенные механические нагрузки и теплонапряженность, компакт­ность, упрощенная конструкция. Рвзл. = 2180 кгс Суд.взл. = 1,3 кг/кгс.ч Суд.кр. = 1,77 кг/кгс.ч

РД-9

авиационный турбореактивный двигатель

В 1952 г. были начаты работы по со­зданию ТРД с форсажной камерой РД-9Б для МиГ-19, Як-27Р и ракет­ного комплекса с крылатой ракетой для подводных лодок надводного старта П-5 4К48.

При его проектировании использован опыт отработки конструкции отдель­ных узлов АМ-5. Рвзл.ф. = 3300 кгс Суд.ф. = 1,6 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,88 кг/кгс.ч Об взл. = 43,3 кг/с Кк взл. = 7,5 Тг взл. = 1150 К Мдв. = 700 кг Эдв. = 660 мм Ьдв. = 5560 мм

РД-9Б был первым отечественным двигателем со сверхзвуковой ступе­нью компрессора, запущенным в крупносерийное производство (1954 г.) в ОАО "Уфимское моторостроитель­ное ПО". Выпускался до 1986 г. РД-9Б имеет трубчато-кольцевую ка­меру сгорания (девять прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двух­ступенчатую турбину, форсажную ка­меру с трехпозиционным соплом. Осо­бенностью двигателя был высокона­порный девятиступенчатый осевой компрессор со сверхзвуковой первой ступенью, применение которой увели­чило производительность и напор ком­прессора.

Конструктивная схема РД-9Б [20]

При доводке РД-9Б проведены исследо­вания с целью согласования сверхзву­ковой ступени с дозвуковой частью и обеспечения устойчивой работы ком­прессора на всех режимах.

На двигателе установлен регулятор уп­равления лентой перепуска воздуха из компрессора по приведенной частоте вращения. Разработана надежная и простая система дозировки топлива. Установлен топливомасляный агрегат, состоящий из маслобака и топливо- масляного теплообменника, что яви­лось прогрессивным шагом на пути объединения элементов системы смазки. Применен двухскоростной привод стартера-генератора, что обеспечило повышение крутящего момента при­мерно в 4 раза в стартерном режиме и получение необходимой частоты вра­щения в генераторном режиме. Обес­печен карбюраторный розжиг фор­сажной камеры. В 1956 г. проведены работы по форсированию РД-9Б. Анализ путей развития и работы дви­гателей, выполненных по одновальной схеме (с учетом необходимости специ­ального регулирования многоступен­чатых высоконапорных компрессоров для обеспечения их газодинамической устойчивости), привел к принципиаль­но новому в то время направлению проектирования двигателей по двух- вальной схеме. Опыт создания отдель­ных сверхзвуковых ступеней компрес­сора позволил перейти к решению бо­лее сложной задачи - обеспечению их совместной работы в многоступенча­том компрессоре, что давало возмож­ность сократить число ступеней, уменьшить массу, габаритные разме­ры и трудоемкость изготовления ком­прессора.

Большой объем НИОКР по созданию и отработке основ самолетов вертикаль­ного взлета и посадки, управления ими проведен ЛИИ имени М.М.Громова. В

"Турболет" [1]

частности был построен "Турболет" взлетной массой 2340 кг и суммарной тягой двигателей 2835 кгс. Сам 'Турбо- лет" представлял собой ферменную конструкцию на 4-х амортизационных стойках с вертикально установленным ТРД типа РД-9Б. На 4-х консолях были установлены струйные рули реактив­ного управления летающей платфор­мой. В кабине пилота располагались обычные для самолета органы управ­ления. Топливная система состояла из двух топливных баков общей емкостью 400 л. Габариты платформы: 10000 х 10000 х 3800 мм. На "Турболете" была

установлена первая в СССР автомати­ка управления полетом. Модификации:

• РД-9В (опытный бронированный штурмовик Ил-40-2); Рном. = 2150 кгс; Рмакс. = 3300 кгс;

• РД-9Е (опытный самолет Е-50); Рф.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; Лк = 7,8;

• РД-9ФК (авиационный ракетный комплекс с крылатой противокорабель­ной ракетой класса "воздух-поверх­ность" большой дальности "Комета-10";

• РД-9БФ;

• РД-9БК и РД-9БКР (беспилотный са­молет-разведчик Ла-17М, мишень Ла-17ММ, тактический одноразовый беспилотный самолет-разведчик Ла- 17Р); короткоресурсные ТРД без форсажной камеры; выпускались в Уфе с 1959 по 1985 ге; Рвзл. = 1950 кгс; Суд.взл. = 0,95 кг/кгс.ч.; Тг = 820 К; Лк = 7,1;

• РД-9АК (опытный самолет-развед­чик Як-122, фронтовой бомбарди­ровщик Як-26/Як-123, истребитель- перехватчик Як-27); Рвзл. = 2000 кгс;

• М-9ФК (модификация РД-9Б; кры­латая сверхзвуковая ракета класса

АМНТК "СОЮЗ"

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 Engine Manufacturing Company) с 1958 г.; в дальнейшем на базе WP6 созданы модификации WP6A (самолет Q-51) и WP6B (самолет J-12).

Р11-300

авиационный турбореактивный двигатель

В 1953 г. начато проектирование ТРДФ Р11-300 ("Изделие 37"). В 1958 г. он успешно прошел государственные стендовые испытания и был запущен в серийное производство. Демонстра­ционный образец бесфорсажного двигателя Р11-300 был спроектиро­ван и изготовлен под руководством Генеральных конструкторов А.А.Ми- кулина и С.К.Туманского. Впервые двигатель был испытан на самолете Е-5 конструкции А.И.Микояна в 1957 г. Было принято решение о разработке его форсажных модификаций, работа над которыми велась в ТМКБ Союз под 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 свыше 20 тысяч Р11-300 разных модифика­ций.

Ремонт двигателей осуществляется на заводах-производителях, а также в ООО "АВиС Моторс", ГП "Одессави- аремсервис", либо организовано че­рез ОАО "Авиасервис". Двигатели Р11-300 применялись на самолетах МиГ-21/21Ф, Як-28Б/И, Як-25РВ, Су-15.

Як-28И [24]

На двигателе применены шестисту- пенчатый осевой компрессор, труб- чато-кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина, форсаж­ная камера с всережимным реактив­ным соплом. Компрессор содержит по три высоконапорных сверхзвуковых (околозвуковых) ступени каскадов

АМНТК "СОЮЗ"

МиГ-21ПФМ [99]

низкого и высокого давления. С по­мощью компрессора обеспечена ус­тойчивая работа двигателя на всех режимах (без использования механи­зации компрессора), расширен диа­пазон крейсерских режимов и улуч­шена экономичность на глубоких (при малой тяге) крейсерских режи­мах. В двигателе отсутствуют вынос­ные опоры. Вместо традиционного переднего корпуса компрессора при­менено консольное крепление первой ступени к ротору. Этим сделан шаг к внедрению модульной конструкции (в

случае повреждения в эксплуатации первая ступень легко заменяется). Рабочие лопатки второй ступени бан- дажированы с целью исключения ре­зонансных колебаний. Снижена об­щая масса двигателя, упрощена про- тивообледенительная система. При создании двигателя теоретичес­ки разработаны и применены основ­ные принципы регулирования двух- вальных ТРДФ, что обеспечило полу­чение оптимальных высотно-скоро- стных характеристик, простоту, на­дежность эксплуатации двигателя. Применение ограничителя частоты вращения ротора высокого давления позволило 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 на центробежный суфлер поставлен ба- ростатический клапан, с помощью которого поддерживается постоянное давление в масляных полостях двига­теля. Надежный запуск двигателя на всех высотах и режимах полета обес­печивается подпиткой воспламените­ля кислородом. Модификации:

• Р11-300 Pф.взл. = 5110 кгс Суд.ф. = 1,96 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,94 кг/кгс.ч Ge = 64,5 кг/с

Кк = 8,6

Тг взл. = 1175 К Мдв. = 1040 кг Эдв. = 825 мм Ьдв. = 4660 мм

• Р11Ф-300 (МиГ-21Ф, МиГ-21У) Рф. = 6120 кгс

Конструктивная схема турбокомпрессорной части Р11-300 [20]

Суд.ф. = 2,19 кг/кгс.ч Кк = 8,9 Тг = 1170 К Тт = 1090 К

МиГ-21М [99]

• Р11Ф2-300 (МиГ-21ПФМ, МиГ-21УМ, МиГ-21Р, Су-15, МиГ-21С, МиГ-21М) Рф.взл. = 6120 кгс

Рвзл. = 4200 кгс Суд.ф.взл. = 2,2 кг/кгс.ч Суд.взл. = 0,94 кг/кгс.ч Ge взл. = 66 кг/с Кк взл. = 8,7 Тг взл. = 1175 К Мдв. = 1088 кг Эдв. = 825 мм Ьдв. = 4600 мм

Г! кнд = 0,820

Г! квд = 0,830 Гг = 0,970 Скс = 0,935 Г) твд = 0,875 Г) тнд = 0,890 фе = 0,970

• Р11ФС2-300 Рф.взл. = 6728 кгс Суд.ф. = 2,2 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,93 кг/кгс.ч Ge = 66 кг/с

Кк = 9,0

Тг взл. = 1225 К

• Р11Б-300 бесфорсажный;

• Р11АФ2-300 (Як-28Л, Як-28И); Pi^^. = 6200 кгс;

• Р11К-300 (беспилотный самолет- разведчик Ла-17М); короткоресурс- ный ГТД; Рном. = 2460 кгс

• WP7 (самолет J-7); Рвзл. = 5500 кгс; двигатель Р11Ф-300 производился в Китае на LMC (Liming Engine Manufacturing Corporation); первое ис­пытание двигателя проведено в октябре 1965 г.; WP7 пошел в производство с многочисленными доработками по сравнению с прототипом: первая сту­пень компрессора вместо 31 лопатки включала 24 большего размера, серьез­ные доработки диска турбины высокого давления, камеры сгорания, системы смазки подшипников и конструкции створок сопла; для установки WP7 на самолет J-8 (его первый полет состоял­ся в июле 1969 г) внедрено охлаждение

АМНТК "СОЮЗ"

лопаток турбины, что позволило довес­ти взлетную тягу до 6000 кгс; новый двигатель получил обозначение WP7A; модификации WP7 - WP7B (Рвзл. = 6100 кгс), WP7C для J-7 II, WP7F для самоле­та J-7E (Рвзл. = 6500 кгс). На базе двигателя ТРД Р11-300 созда­ны семейства двигателей Р13, Р25 и Р95Ш (см. главу "НПП "Мотор").

Тополь

термоэмиссионная ядерно-энергетическая установка

ТЯЭУ "Тополь" [20]

Разрабатывалась в 1960-69 гг. Электрическая мощность 5.7 кВт Напряжение постоянного тока - до 30 В Максимальная температура теплоно­сителя 600°С Ресурс 10000 часов

Р201-300

жидкостный ракетный двигатель

В 1959-64 гг. в ОКБ проводились ра­боты по созданию жидкостных ракет­ных двигателей. Двигатель Р201-300 предназначался для установки на ра­кеты "Буря" Х-22 (AS-4. Kitchen) клас­са "воздух-земля" (дальность стрель­бы 400 км; скорость полета 2700...3000 км/ч.)

Авиационная ракета класса "воздух-поверхность"Х-22 "Буря"[2]

Это был многорежимный двигатель, одноразового действия, с турбонасос- ной подачей компонентов.

Компоненты топлива - окислитель АК-27И, горючее ТГ-02

СТАРТОВЫЙ РЕЖИМ Р = 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 СТАРТОВЫЙ РЕЖИМ

Рз = 1400 кгс (13,72 кН) (Н=25000 м)

Р201-300 [20]

Руд. = 253 кгс.с/кг (Н=25000 м) t = 530 с Мдв. = 112 кг

Р209-300

жидкостный ракетный двигатель

Р209-300 - двухрежимный двигатель одноразового действия с турбонасос- ной подачей компонентов для ракеты- мишени, созданной на базе КР КСР-2 (дальность полета 250 км, высота - до 25000 м, скорость 2500 км/ч.) Компоненты топлива - АК-27И (окис­литель) и ТГ-02 (горючее) t = 820 с Мдв. = 80 кг

СТАРТОВЫЙ РЕЖИМ Р = 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 МАРШЕВЫЙ РЕЖИМ

КСР-2 [99]

Р = 650 кгс (6,37 кН) (Н=25000 м) Руд. = 250 кгс.с/кг (Н=25000 м)

РУ19-300

малоразмерный авиационный турбореактивный двигатель

Конструктивная схема РУ19-300 [20]

В 1959-61 гг. создан ТРД РУ19-300 уп­рощенной конструктивной схемы для двухместного учебного Як-30 и одноме­стного спортивного самолетов Як-32. Двигатель прошел летные испытания в 1961 г. В 1966-70 гг. проведена дора­ботка двигателя с целью использова­ния его в качестве вспомогательной силовой установки на самолетах Ан-24Д/РТ, Ан-26 и Ан-30. В двигателе применены семиступен- чатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло.

Як-32 [8]

Ан-26 [2]

Производился в ОАО "Тюменские мо­торостроители" с 1969 г. Находится в серийном производстве.

Рвзл. = 900 кгс Суд.кр. = 1,18 кг/кгс.ч Gb взл. = 16 Кг/с 7Тк взл. = 4,6 Тг взл. = 1150 К

Мдв. = 225 кг Эдв. = 550 мм Ьдв. = 1730 мм

Гарантированный ресурс 1500 часов

Р15-300

авиационный турбореактивный двигатель

Р15Б-300 [102]

Возможность глубокого дросселирова­ния режима по тяге и увеличенный ресурс обоих двигателей обеспечивает большую дальность полета воздушных судов, 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, бандажи - рованные лопатки пятой ступени ро­тора), камеры сгорания трубчато- кольцевого типа, одноступенчатой турбины, форсажного контура с двух­створчатым регулируемым трехпози- ционным соплом. Для автоматическо­го запуска используется турбостартер С3 (ГТД с силовой турбиной в 150 л.с.) Р15-300 был первым двигателем с эле­ктронным регулятором режимов. Рвзл. = 13500 кгс Суд.ф. = 2,45 кг/кгс.ч

МиГ-25П [2]

АМНТК "СОЮЗ"

Р15К-300 [20]

Суд.кр. = 1,12 кг/кгс.ч Об взл. = 144 кг/с к к взл. = 4,75 Тг взл. = 1230 К Эдв. = 1640 мм Ьдв. = 6650 мм Мдв. = 2590 кг

С 1969 г. Р15-300 выпускался на ММПП "Салют". Находился в произ­водстве до 1989 г. Модификации:

Ту-123 "Ястреб" [2]

• Р15-300 (опытные тяжелые истре­бители-перехватчики Е-150 и Е-152; Рном. = 6840 кгс; Рмакс. = 10150 кгс;

• Р15Б-300 (истребитель МиГ-25); Ркр. = 7500 кгс; Рмакс. = 11200 кгс;

• Р15БФ(2) - 300 (истребители МиГ-25М, МиГ-25П, МиГ-25РБ);

• Р15БД-300 (истребители МиГ-25ПД, МиГ-25РБ);

• Р15К-300 (беспилотные разведчики Ту-123 "Ястреб" и Ту-121); короткоре- сурсный вариант Р-15Б; имел нерегу­лируемое эжекторное сопло и работал на форсажном режиме на протяже­нии всего полета с тягой 10000 кг. Форсажная тяга двигателя составля­ла 15000 кгс (в течение 3 минут); мо­торесурс 50 часов.

Р27-300

авиационный турбореактивный двигатель

ТРДДФ Р27Ф2-300 для самолета МиГ-23 разработан под руководством С.К.Туманского. В 1966 г. документа­ция передана в ТМКБ "Союз" К.Р.Ха- чатурову, где в дальнейшем велись работы по совершенствованию двига­телей семейства Р29-300, в которое входит и Р27Ф-300 (см. ТМКБ "Союз"). В 1967-74 гг. создан подъемно-мар­шевый ТРД Р27В-300, который уста­навливался на СВПП Як-36М и Як-38. Производились Р27В-300 в АО "ММП имени В.В.Чернышева" и ОАО "Тю­менские моторостроители" с 1974 по 1991 г.

Р27В-300 [7]

Р27В-300 спроектирован по двух- вальной схеме и состоит из 11-сту- пенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого дав­ления) с циркуляционным перепуском воздуха над лопатками первого рабо­чего колеса, кольцевой камеры сгора­ния, двухступенчатой турбины с ох­лаждаемыми лопатками сопловых ап­паратов и рабочими лопатками пер­вой ступени, криволинейного реак­тивного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводи­мыми во вращение двумя гидродвига­телями с рессорной синхронизацией, автономной системы смазки с замк­нутой циркуляцией, системы топлив­ной автоматики, электрической авто­матической системы запуска, борто­вой и наземной системы контроля. Высокая газодинамическая устойчи­вость позволяет двигателю надежно работать в экстремальных условиях по уровню неравномерности темпе­ратур и пульсаций воздуха на входе. Конструкция двигателя обеспечива­ет устойчивую работу силовой уста­новки при применении бортового оружия.

Рвзл. = 6900 кгс Суд.кр. = 0,883 кг/кгс.ч Об взл. = 100 кг/с Кк взл. = 10,5 Тг = 1440 К Мдв. = 1350 кг Ьдв. = 3700 мм Эдв. = 1012 мм

Модификация Р27АФ-300 предпола­галась для установки на вертикально- взлетающий бомбардировщик Як-28ВВ, вертикально-взлетающий бомбарди­ровщик (имел также четыре подъем­ных двигателя Р39П-300). Подъемно-маршевый ТРД Р28-300 тягой 6100 кгс создан для установки на учебно-боевой Як-38У и штурмо­вик Як-38М.