РДК-300 авиационный турбореактивный двигатель

Малоразмерный двухконтурный ТРД РДК-300 (1982 г.) предназначен для беспилотных летательных аппаратов. Он размещается на пилоне или внут­ри фюзеляжа. Модифицированный вариант двигателя существует для применения в гражданской авиации. РДК-300 оснащен современной элек­тронно-гидромеханической системой автоматического управления, реали­зующей различные его функции (за­пуск, регулировку, остановку). Конструктивно все оборудование размещается в одном корпусе малого размера. Запуск его производится пиростартером.

На двигателе применен встроенный электрический генератор. Обладая малыми габаритами, он обес­печивает оборудование как двигателя, так и ЛА электроэнергией до 4 кВА.

Рвзл. = 300...350 кгс

Суд.кр. = 0,785 кг/кгс.ч

Ов взл. = 7,5 кг/с

m = 1

Кк = 8,5

Эдв. = 315 мм

Ьдв. = 850 мм

Мдв. = 95 кг

 

Р79

авиационный турбореактивный двигатель

 

Для сверхзвукового самолета верти­кального взлета и посадки Як-141 со­здан подъемно-маршевый двигатель (ПМД) Р79В-300. Выпущен малой серией в 1984-92 гг. В 1993 г. 12 построенных двигателей отработали около 3500 часов, из кото­рых 500 в полете.

Двигатель спроектирован по двух- вальной модульной схеме со смеше­нием потоков. Впервые в мире конст- рукторам-двигателистам удалось осу­ществить в поворотном реактивном сопле форсажный режим (отклонение газового потока возможно и на фор­саже).

Система регулирования электронная трехканальная. При работе с горизон­тальным соплом она дублируется гидро­механическим регулятором подачи топ­лива.

Р79-300 и РДК-300 [12]

141 [2]

При вертикальном взлете и посадке ПМД в составе СУ отклоняет вектор тяги на 95° (вертикальный взлет), из­меняет величину тяги для баланси­ровки самолета по тангажу, подает воздух на струйные рули для баланси­ровки машины по крену и курсу (на этом режиме предельная тяга двигате­ля снижается до 14000 кгс и подает воздух в подъемные двигатели для их запуска и топливо для работы на всех режимах. Кроме этого, ПМД обеспечи­вает системы самолета электроэнер­гией и давлением сервожидкости. Р79В-300 отличается бездымностью выхлопных газов и малым содержани­ем в них углекислого газа. Для поворота сопла ПМД в задней час­ти фюзеляжа имеется складывающая­ся створка, состоящая из двух половин. Привод створки - гидроцилиндр - нахо­дится в нижней части фюзеляжа и за­крыт обтекателем. Сопло располагает­ся примерно на 2/3 длины самолета (между двумя хвостовыми балками), с тем, чтобы обеспечить баланс тяг ПМД и ПД на переходных режимах и режи­мах висения. При этом точка приложе­ния суммарного вектора тяги проходит через центр тяжести самолета. При коротком взлете сопло после на­чала движения от горизонта останав­ливается в положении 62°. Перевод его в горизонт осуществляется авто­матом разгона или вручную рычагом управления соплом. Двухвальный ТРДД Р79В-300 конструк­тивно состоит из пятиступенчатого ком­прессора низкого давления (Ов = 120 кг/с), шестиступенчатого ком­прессора высокого давления (отбор воз­
духа за двумя ступенями), кольцевой ка­меры сгорания (горение происходит в двух зонах), одноступенчатых турбин низкого и высокого давления с охлажда­емыми лопатками (рабочие колеса ТВД и ТНД вращаются в противоположные стороны), форсажной камеры (сохраня­ет рабочее состояние в режиме "висе- ния" при угле 95° по отношению к на­правлению полета) и реактивным соп­лом, которое меняет положение относи­тельно горизонтальной оси: 0° (горизон­тальный полет), 63° (короткий взлет) и 90° (вертикальная посадка и "висение"). Рф.взл. = 15500 кгс Рвзл. = 10500 кгс Суд.ф.взл. = 1,6 кг/кгс.ч Ркр. = 10980 кгс

АМНТК "СОЮЗ"

Суд.кр. = 0,66 кг/кгс.ч Рмакс. = 14000 кгс Ов взл. = 180 кг/с m = 0,8

Тг взл. = 1620 К 71к взл. = 22 Эдв.макс. = 1716 мм Эдв.вх. = 1100 мм Ьдв. = 5229 мм Мдв. = 2750 кг

Для проекта "37" ОКБ Сухого (многоце­левой истребитель-бомбардировщик) в 1995 г. был предложен ТРДДФ Р79М-300 максимальной тягой 18500 кгс с системой управления вектором тяги в вертикальной плоскости на ±20° и цифровой ЭДСУ. Р79М оснащен также новой системой управления и усовершенствованной камерой сгора­ния.

На базе Р79 создается двигатель ВК-21 тягой 12000 кгс (общая с Р79 турбокомпрессорная часть). Сейчас два двигателя проходят стен­довые испытания.

С-21 [6]

Три ВК-21 предполагается установить на самолет С-21 ОКБ Сухого.

 

ТВ128-300

авиационный турбовинтовой двигатель

от компоновки самолета) ТВ128-300 [1]

 

ТВ-0-100

авиационный турбовальный двигатель

Совместная с ОКБМ разработка ТВаД двигателя для вертолета Ка-126. См. главу "Омское КБ моторостроения".

 

АМНТК

Р123-300

авиационный турбореактивный двигатель

 

Конструктивная схема Р123-300 [103]

Р123-300 - проект двухвального ТРДД для легких дозвуковых самолетов. Компрессор двигателя состоит из од­ной ступени КНД (m = 6) и трех ступе­ней КВД (регулируемый ВНА, третья ступень центробежная). Двигатель имеет противоточную камеру сгора­ния кольцевого типа, одноступенча­тые турбины высокого и низкого дав­ления, реактивное сопло со смешением. Рвзл. = 430 кгс

 

Р125-300

турбореактивный краткоресурсный двигатель

 

Р125-300 - проект турбореактивного одновального двигателя малой двух- контурности для установки на беспи­лотные ЛА.

Конструктивная схема Р125-300 [103]

Простота конструкции, использова­ние недорогих материалов, малое ко­личество деталей обеспечивают сни­жение трудоемкости изготовления и низкую себестоимость двигателя. Конструктивно Р125-300 состоит из одноступенчатого вентилятора, трех­ступенчатого компрессора высокого давления и одноступенчатой турбины. Двигатель оснащен электронной сис­темой автоматического управления, встроенным электрогенератором и ав­тономной масляной системой. Запуск осуществляется с помощью пи- ростартера. Рвзл. = 350...450 кгс Мдв. = 50 кг Эдв. = 315 мм Ьдв. = 535 мм

 

Р126-300

авиационный турбореактивный двигатель

 

Р126-300 - проект двухвального ТРДД для установки на административные самолеты и самолеты МВЛ (например, Ту-324).

Компрессор низкого давления одно­ступенчатый, высокого давления - пять осевых ступеней плюс одна цент­робежная. Установлены противоточ- ная камера сгорания кольцевого типа, двухступенчатая турбина высокого давления и трехступенчатая низкого давления, реактивное сопло со смеше­нием. Возможна установка реверсив­ного устройства. Рвзл. = 4000...5500 кгс

 

Р127-300

авиационный турбореактивный двигатель

 

Р127-300 - проект двухвального ТРДД для авиации общего назначения. Конструктивно состоит из односту­пенчатого осевого КНД, двухступенча­того центробежного КВД, противоточ- ной камеры сгорания, двухступенча- Рвзл. = 900 кгс

тых турбин низкого и высокого давле- Gb = 31 кг/с

ния. Реактивное сопло со смешением. m = 4,8 Возможна установка реверсивного ус­тройства.

 

©

ОАО „ТураеВское машиностроительное конструкторское бюро

«Союз"

 

ТУРАЕВСКОЕ МКБ "СОЮЗ"

Адрес: 140061 Россия, г. Лыткарино Московской обл. Тел.: (095) 555-0281, 552-5700 Факс: (095) 552-5878

Генеральный директор/Главный конструктор - Комиссаров Геннадий Васильевич Образовано 1 августа 1964 г. как ОКБ-4-300. Акционировано в 1994 г.

Направления работ в настоящее время:

• ЖРД малой тяги;

• Силовые установки космических аппаратов;

• Прямоточные ВРД

• Форсажные камеры ВРД (в том числе и для ТРДДФ РД-33);

• Малоэмиссионные камеры сгорания СПВРД и ГПВРД

• Исследования проблемных вопросов организации рабочего процесса в камерах сгорания ГПВРД. Имеет экспериментальное производство с испытательным оборудованием.

Материалы по Тураевскому МКБ "Союз" подготовлены с использованием электронной энциклопедии М.А.Первова "Отечественное ракетное оружие 1947-2000" ("АКС-Конверсалт", 1999) и по выставочным материалам аэроса­лона МАКС-99.

 

©

ТУРАЕВСКОЕ МКБ "СОЮЗ

 

А / 210Б

жидкостный ракетный двигатель малой тяги

 

ЖРДМТ 210А и 210Б предназначены для изменения высоты и плоскости орбиты спутников. Устанавливались на первые маневрирующие спутники военного назначения "Полет-1" и "Полет-2" массой 1400 кг разработки

ОКБ-52 Челомея, предназначенных для системы перехвата вражеских спутников.

КА "Полет-1" [66]

ЖРДМТ был рассчитан на 350 запус­ков, основной двигатель - на 300 за­пусков.

 

Д80

сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель + РДТТ

 

СПВРД 3Д80 разработан в середине 70-х гг. под руководством Михаила Бондарюка и Игоря Леванова для ус­тановки на ракетный комплекс "Мос­кит" с корабельной противокорабель­ной крылатой ракетой 3М80 разработки МКБ "Радуга". Ракета имеет маршевый сверхзвуко­вой ПВРД, а также стартовый РДТТ (размещен внутри камеры ПВРД, вы­брасывается из камеры после выра­ботки твердого топлива). Максималь­ная дальность стрельбы ракеты 90 км. Крейсерская скорость 2800 км/ч. Вы­сота полета на марше 20 м. Комплекс "Москит" состоит на воору­жении ракетных крейсеров, эсминцев, больших противолодочных кораблей, малых ракетных кораблей проекта 1239. Им оснащался также экрано- план "Лунь".

Морская крылатая ракета 3М80 [20]

Су-33 [31]

Ракетным комплексом "Москит-Е" (две счетверенные пусковые установки) ос­нащены эсминцы проекта "956", экс­портные варианты эсминца проекта "956Э" для Китая, большие ракетные катера проекта "1241-1". "Москит-Е" состоит на вооружении большого про­тиволодочного корабля "Адмирал Ча- баненко".

Еще один объект применения СПВРД 3Д80 - авиационный ракетный ком­плекс с крылатой противокорабельной ракетой класса "воздух-поверхность" Х-41 (3М80) разработки МКБ "Радуга". Ракета создана на основе морской раке­ты "Москит" 3М80. Комплекс принят на вооружение в 90-е гг. Максимальная дальность стрельбы Х-41 250 км. Крей­серская скорость полета Мп = 3. Ком­плексом вооружены истребители Су-27К и Су-33.

Модификация 3Д81 отличается нали­чием раскладывающихся стабилиза­торов пламени V-образного сечения с топливными коллекторами. Удельный импульс на маршевом режиме 1200 кгс.с/кг.

Модификация 3Д83 имеет регулируе­мое двухпозиционное сопло, приводи­мое энергией основного потока газа.

 

ТУРАЕВСКОЕ МКБ "СОЮЗ"

ДПК

©

сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель + РДТТ

 

Крылатая ракета класса "воздух-поверхность" Х-31П [53]

 

Двигательная установка 31ДПК раз­работана под руководством Михаила Бондарюка и Игоря Леванова во вто­рой половине 70-х гг. и предназначе­на для крылатых ракет класса воз­дух-поверхность" Х-31А и Х-31П. Силовая установка состоит из мар­шевого СПВРД со стартовым РДТТ, который после выработки топлива, как и на КР 3М80, выбрасывается из камеры сгорания СПВРД. Авиационный ракетный комплекс высокоточного оружия с тактической противокорабельной ракетой класса "воздух-поверхность" Х-31А разра­ботки ОКБ "Звезда" принят на воору­жение в 1989 г.

Дальность стрельбы - от 5 до 70 км. Скорость полета 1000 м/с.

Комплексом Х-31А вооружены само­леты МиГ-29М, МиГ-29СМТ, МиГ-29К, МиГ-31, Су-17, Су-24М, Су-25, Су-27ИБ, Су-35, Як-141.

Крылатая ракета класса "воздух-поверхность"Х-31А [52]

Другой объект применения силовой установки 31ДПК - авиационный ра­кетный комплекс высокоточного ору­жия с тактической противорадиоло- кационной ракетой класса "воздух- поверхность" Х-31П. Комплексом Х-31П вооружены само­леты МиГ-29М, МиГ-29К, МиГ-31, Су-17, Су-24М, Су-25Т, Су-27М, Су-27ИБ, Су-30МК, Су-35, Як-141.

 

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель [1]