АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ. Альбом схем (2009 год)

Авиационный двухконтурный двухвальный двигатель Д-20П

Первый отечественный двухконтурный двухвальный двигатель (1960 г., начало работ - 1955 г.). Эксплуатировался на самолетах Ту-124 с 1962 по

1979 гг. Конструкция двигателя явилась базовой для разработки последующих более мощных двигателей.

Конструктивная схема Д-20П

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

5400

крейсерский режим

1150

Удельный расход топлива, кг/ кгс ⋅ ч:

взлетный режим

0,7

крейсерский режим

0,88

Степень двухконтурности

1,0

Температура газа перед турбиной, К

1359

Расход воздуха, кг/с

113

Масса двигателя (сухая), кг

1469

Авиационный турбовинтовой двигатель Д-25В

Двигатель для тяжелых вертолетов, созданный на базе внутреннего контура двигателя Д-20П (государственные испытания - 1958 г., начало эксплуа-

тации - 1960 г.), - первый в практике авиационного двигателестроения двигатель со «свободной турбиной». Планетарно-дифференциальный редук-

тор Р-7 способен передавать рекордную в то время мощность - 11 000 л.с.

Двигатель Д-25В и редуктор Р-7 устанавливаются на вертолеты Ми-6, Ми-10, Ми-10К.

Общий вид Д-25В

Технические характеристики

Тяга на взлетном режиме, л.с.

5500

Удельный расход топлива на взлетном режиме, г/л.с.⋅ч

0,287

Температура газа перед турбиной, К

1156

Расход воздуха, кг/с

Масса двигателя (сухая), кг

1243

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30

Первый отечественный двигатель, получивший международный сертификат летной годности. Устанавливается на самолет Ту-134. Разработан в 1966 г.

Двигатель Д-30 начал эксплуатироваться в системе ГА в 1967 г. В эксплуатации находятся двигатели 2-й и 3-й серии, из них - около 75: двигателей

Д-30 3-й серии.

Двухконтурный турбореактивный Д-30 2-й серии (1969 г.) - модификация Д-30 с реверсом тяги для самолета Ту-134А. Д-30 3-й серии (1981 г.) - мо-

дификация Д-30 для самолетов Ту-134А, Ту-134Б-3. Всего изготовлено более 3000 двигателей Д-30 всех серий.

Производится в ОАО «Пермские моторы». Ремонтируется на Быковском АРЗ и в ОАО «Пермские моторы».

Конструктивная схема Д-30

Технические характеристики

Д-30 1 серии

Д-30 2 серии

Д-30 3 серии

Тяга, кгс:

взлетный режим

6800

6930

крейсерский режим

1600

Удельный расход топлива кг/ (кгс⋅ч ):

0,6

0,605

0,610

взлетный режим

0,786

0,793

крейсерский режим

1,0

0,843

Степень двухконтурности

1347

1330

Температура газа перед турбиной, К

126

127

128

Расход воздуха, кг/с

1550

1768

1809

Масса двигателя (сухая), кг

2500

Максимальная обратная тяга, кгс

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе Д-30 достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 3000 ч. (1800 циклов);

ресурс до первого ремонта по ТС (2-й серии) - 3500 ч. (2100 циклов);

ресурс до первого ремонта (3-й серии) - 4500 ч. (2700 циклов);

гарантийный межремонтный ресурс - 3000 ч. (1800 циклов);

межремонтный ресурс по ТС - 3500 ч (2100 циклов);

назначенный ресурс - 19 000 ч (11 400 циклов);

календарный срок службы - 8 лет.

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 496 двигателей Д-30 (50 % от всего парка) осуществляется на 18 авиапредприятиях РФ. Из общего количе-

ства двигателей «на крыле» находятся 40,6 %, 58 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в составе

ремфонда, 1.4 % Д-30 находятся в резерве.

Основная доля парка Д-30 имеет наработку, приближающуюся к установленному назначенному ресурсу, - 19 000 часов (11 400 циклов). Общий ос-

таток назначенного ресурса составляет 3 294 832 ч.

В настоящее время ОАО «Быковский авиаремонтный завод» совместно с ОАО «Авиадвигатель», ОАО «Пермский моторный завод» и ГосНИИ ГА

проведен комплекс работ по увеличению назначенного ресурса до 21 000 часов (12 600 циклов).

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КП

Создан в 1972 г. для самолетов Ил-76, Ил-78 и А-50. Изготовлено более 4500 двигателей. На двигателе впервые применена конструкция реверсивно-

го устройства ковшевого типа. Производится в ОАО «Рыбинские моторы». Ремонтируется на Внуковском АРЗ 400, 123 АРЗ (г. Старая Русса) и в ОАО

«Рыбинские моторы» (г. Рыбинск).

Технические характеристики

Д-30КП 1 серии

Д-30КП 2 серии

Тяга, кгс:

взлетный режим

12 000

крейсерский режим

2750

Удельный расход топлива, кг/ (кгс⋅ч):

0,5

0,49

взлетный режим

0,7

крейсерский режим

2,36

2,2

Степень двухконтурности

1427

1356

Температура газа перед турбиной, К

Расход воздуха, кг/с

279

269

2640

1768

Масса двигателя (сухая), кг

3800

Максимальная обратная тяга, кгс

Двигатель Д-30КП начал эксплуатироваться в системе ГА с 1977 г. В основном, в эксплуатации находятся двигатели 1-й и 2-й серии. Соотношение

двигателей по сериям - 1:4.

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 2000 ч (1025 циклов);

ресурс до первого ремонта по ТС - 4000 ч (1539 циклов);

гарантийный межремонтный ресурс - 2000 ч (1025 циклов);

межремонтный ресурс по ТС - 4000 ч (1539 циклов);

назначенный ресурс - 6500 ч (3375 циклов);

календарный срок службы - 10 лет.

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 661 двигателя Д-30КП (7 0% от всего парка) осуществляется на 16 авиапредприятиях РФ. Из общего количества

двигателей «на крыле» находятся 59 %, 38 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в составе ремфонда,

2,3 % Д-30КП находятся в резерве. Около 50 % Д-30КП имеет наработку свыше 4000 ч, из них более половины наработали с начала эксплуатации свыше 6000

ч. Общий остаток назначенного ресурса составляет 1 704 005 ч. В эксплуатации находятся двигатели с наработкой свыше 6500 ч.

В настоящее время ОАО «Рыбинские моторы» совместно с ГосНИИ ГА проведен комплекс работ и оформляется решение об установлении двигате-

лям Д-30КП/КП-2 назначенного ресурса 9000 ч (4620 циклов).

Конструктивная схема Д-30КП

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КУ

Создан в 1971 г. для магистрального межконтинентального пассажирского самолета Ил-62М.

Производился в ОАО «Рыбинские моторы». Ремонтируется на Внуковском АРЗ 400 и в ОАО «Рыбинские моторы».

На двигателе впервые применена конструкция реверсивного устройства ковшевого типа.

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

11 000

крейсерский режим

2750

Удельный расход топлива, кг/кгс ч:

взлетный режим

0,49

крейсерский режим

0,7

Степень двухконтурности

2,42

Температура газа перед турбиной, К

1385

Расход воздуха, кс/с

269

Масса двигателя (cухая), кг

2640

Максимальная обратная тяга, кгс

3800

Двигатель Д-30КУ начал эксплуатироваться в системе ГА в 1972 г. В основном в эксплуатации находятся двигатели 1-й и 2-й серии. Соотношение

двигателей по сериям - 2:3.

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 3000 ч (543 циклов);

ресурс до первого ремонта по ТС - 6000 ч (1266 циклов);

гарантийный межремонтный ресурс - 3000 ч (543 циклов);

межремонтный ресурс по ТС - 6000 ч (1266 циклов);

назначенный ресурс - 18 000 ч (3800 циклов);

календарный срок службы - 6 лет.

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 419 двигателей Д-30КУ (35% от всего парка) осуществляется на 5 авиапредприятиях РФ. Из общего коли-

чества двигателей «на крыле» находятся 18,7 %, 81 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в составе

ремфонда, 0,5 % Д-30КУ находятся в резерве. Около 50 % Д-30КУ имеет наработку от 10 000 до 16 000 ч. Общий остаток назначенного ресурса составля-

ет 1 775 359 ч. В настоящее время ОАО «Рыбинские моторы» совместно с ГосНИИ ГА проводят работу по обоснованию возможности увеличения назна-

ченного ресурса до 21 000 ч (4500 циклов).

Конструктивная схема Д-30КУ

Авиационный турбореактивный двигатель Д-30КУ-154

Создан в1984 г. на базе Д-30КУ для пассажирского самолета Ту-154М. Установка двигателя позволила на 16-20 % уменьшить расход топлива при

эксплуатации самолета. Изготовлено более 1500 двигателей. Производится в ОАО «Рыбинские моторы». Ремонтируется на Внуковском АРЗ 400 и в ОАО

«Рыбинские моторы».

Общий вид Д-30КУ-154

Технические характеристики

Д-30КУ-154 2-й серии

Д-30КУ-154 3-й серии

Тяга кгс:

взлетный режим,

10 500

крейсерский режим

2750

Удельный расход топлива, кг/ (кгс⋅ч):

взлетный режим

0,498

0,69

крейсерский режим

0,71

0,793

Температура газа перед турбиной, К

1336

1316

Расход воздуха, кг/с

263

265

Масса двигателя с реверсом, кг

2305

2307

Ресурс двигателя увеличен на 800 ч за счет снижения температуры на входе в турбину. Расход топлива уменьшен на 3 %.

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 3000 ч (1386 циклов);

ресурс до первого ремонта по ТС - 5600 ч (2310 циклов);

гарантийный межремонтный ресурс - 3000 ч (1386 циклов);

межремонтный ресурс по ТС - 5600 ч (2310 циклов);

назначенный ресурс - 15 000 ч (7000 циклов);

календарный срок службы - 6 лет.

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 358 двигателей Д-30КУ-154 (95% от всего парка) осуществляется в 16 авиапредприятиях РФ. Из общего

количества двигателей 52 % находятся «на крыле», 45 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в со-

ставе ремфонда, 3,4 % Д-30КУ-154 находятся в резерве. Около 60 % Д-30КУ-154 имеет наработку менее 6000 ч, 15 % наработали свыше 10 000 ч. Общий

остаток назначенного ресурса составляет 3 129 093 ч.

В феврале 1998 г. оформлено решение № 207/006-086-97 об установлении двигателям Д-30КУ-154 назначенного ресурса 15 000 ч (7000 циклов).

Проводятся работы по обоснованию возможности установления ресурсов: назначенного - 18 000 ч, межремонтного и до первого ремонта - 6000 ч.

Авиационный турбореактивный двигатель Д-30КУ-90

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

10 500

крейсерский режим

2750

Удельный расход топлива, кг/кгс ч:

взлетный режим

0,464

крейсерский режим

0,66

Температура газа перед турбиной, К

1465

Расход воздуха, кс/с

277

Масса двигателя (cухая), кг

2450

Модификация двигателя выполнена с учетом следующих особенностей:

1. Сохранение взлетной тяги.

2. Конструкция и места крепления двигателя Д-30КУ-90 на самолете Ту-154М сохраняются серийными.

3. Места стыковки двигателя Д-30КУ-90 по отборам воздуха, гидравлическим, топливным, электрическим и другим системам остаются серийными.

4. Исключение попадания посторонних предметов в газовоздушный тракт двигателя - использование реверсивного устройства со створками с откло-

нением потока.

5. Применение замкнутой системы дренажа - предотвращение загрязнения ВПП маслопродуктами.

Особенности конструкции двигателя Д-30КУ-90:

− на двигателе применен высокоэффективный газогенератор ПС-90А;

− экологические характеристики по эмиссии модифицированных двигателей соответствуют нормам ICAO 2000 года;

− самолет Ту-154М с модифицированными двигателями Д-30КУ-90 удовлетворяет требованиям ICAO по шуму;

− улучшение топливной экономичности модифицированных двигателей Д-30КУ-90 примерно на 7 % (экономия топлива за 1 полет (приблизи-

тельно 2 ч 20 мин) самолета Ту-154 М с двигателями Д-30КУ-90 составит 1060 кг);

− модернизация возможна в процессе ремонта двигателей;

− исключен узел межвального подшипника;

− увеличение дальности полета на 9 % за счет снижения удельного расхода топлива;

− повышение экологических характеристик в связи с исключением выброса дренажного топлива.

Авиационный двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель ПС-90А

Двигатель со смешением потоков наружного и внутреннего контуров, с реверсивным устройством в канале наружного контура, состоящий из 11 мо-

дулей. Предназначен для самолетов Ту-204, Ту-214, Ил-96-300. Разработан 1981 г. Двигатель имеет сертификат типа Межгосударственного Авиационно-

го Комитета и сертификаты ICAO по шуму и выбросам вредных веществ с апреля 1992 г. Всего на 1 ноября 1997 г. в ОАО «Пермские моторы» выпущено

209 двигателей ПС-90А. Электронная цифровая двухканальная система выполняет полный объем функций управления двигателем. Развитая бортовая

система контроля и диагностики обеспечивает своевременное выявление неисправностей и эксплуатацию двигателя по состоянию. Модульная конструк-

ция двигателя позволяет заменять ряд модулей в эксплуатации.

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

16 000

крейсерский режим

3500

Удельный расход топлива

на крейсерском режиме, кг/кгс ч:

0,595

Степень двухконтурности

4,36

Степень повышения давления

38,4

Температура газа перед турбиной, К

1640

Температура, до которой поддерживается

тяга, °С

+15

Расход воздуха, кг/с

470

Масса двигателя (сухая), кг

2950

Максимальная обратная тяга, кгс

3600

Диаметр вентилятора, мм

1900

Конструктивная схема ПС-90

Авиационный турбореактивный двигатель ПС-90А-76

Модификация авиационного турбореактивного двигателя ПС-90А с улучшенными ресурсными, акустическими, эмиссионными характеристиками и

показателями надежности. С учетом имеющегося резерва, значения тяг на всех режимах могут быть дополнительно согласованы с заказчиком. Постанов-

ка двигателя ПС-90А-76 на самолет Ил-76МФ позволит снизить удельный расход топлива на 15 %.

Технические характеристики

Тяга (поддерж. до Р_н = 730 мм рт. ст.), кгс:

взлетный режим (Н = 0, М = 0, t_н =+30 °С)

14 000

крейсерский режим (Н = 11, М = 0,8)

3200

Удельный расход топлива (МСА), кг (кгс⋅ч):

взлетный режим

0,372

крейсерский режим

0,594

Степень двухконтурности:

взлетный режим

4,6

крейсерский режим

4,5

Расход воздуха, кг/с:

взлетный режим

451

крейсерский режим

490

Степень повышения давления в компрессоре:

взлетный режим

29,5

крейсерский режим

34,7

Степень повышения давления в вентиляторе:

взлетный режим

1,61

крейсерский режим

1,69

Температура газа перед турбиной, К:

взлетный режим

1575

крейсерский режим

1325

Диаметр вентилятора, мм

1900

Масса двигателя (сухая), кг

2800

Общетехнический ресурс, ч

25 000

Авиационный турбореактивный двигатель ПС-90А-12

Разрабатывается на базе серийного авиационного ТРД ПС-90А и является его модификацией с уменьшенной взлетной тягой. Конструктивные осо-

бенности двигателя и параметры цикла обеспечивают лучшие (по сравнению с базовым двигателем) ресурс, надежность, эксплуатационные и экологиче-

ские характеристики. Предназначается для установки на ближне- и среднемагистральный самолет Як-46, а также может рассматриваться в качестве сило-

вой установки модификаций самолетов Ил-76МД, Ил-62М, Ту-154М.

Конструктивная схема ПС-90А12

Авиационный турбовентиляторный двигатель Д-100

Разрабатываемый турбовентиляторный двигатель в классе тяг 18-20 тс может рассматриваться в качестве силовых установок для модификаций са-

молетов типа Ту-204М, Ил-96М, Ил-106 и А-340 с увеличенной взлетной массой. Спроектирован на базе серийного двигателя ПС-90А.

Технические характеристики

Тяга (до Р_н = 730 мм рт. ст.), кгс:

взлетный режим (Н = 0, М = 0, t_н =+30 °С)

19 000

крейсерский режим (Н = 11, М = 0,8)

3800

Удельный расход топлива, кг/ (кгс⋅ч):

взлетный режим

0,286

крейсерский режим

0,544

Расход воздуха, кг/с:

взлетный режим

717

крейсерский режим

799

Степень двухконтурности:

взлетный режим

8,1

крейсерский режим

7,8

Степень повышения давления в компрессоре:

взлетный режим

28,7

крейсерский режим

35,0

Степень повышения давления в вентиляторе:

взлетный режим

1,42

крейсерский режим

1,50

Температура газа перед турбиной, К:

взлетный режим

1584

крейсерский режим

1369

Диаметр вентилятора, мм

2350

Масса двигателя (сухая), кг

3500

Общетехнический ресурс, ч

25 000

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ГТД-350

Проектирование началось в1959 г. В силовую установку входят два двигателя ГТД-350 и главный редуктор ВР-2. Двигатель состоит из осецентро-

бежного компрессора (семь ступеней осевых, одна центробежная), одноступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины, проме-

жуточного редуктора. При создании ГТД-350 применены методы поузловой доводки с использованием экспериментальных установок, разработаны ме-

тодики расчета и проектирования малоразмерных лопаточных аппаратов, а также конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокообо-

ротных роторов. Предназначен для вертолета Ми-8. В 1963 г. двигатель ГТД-350 прошел государственные испытания и в 1964 г. был передан вместе с

редуктором ВР-2 в серийное производство.

Технические характеристики

Мощность, кВт

294

Удельный расход топлива на взлетном

режиме (Н = 0, М = 0, t_н =+30 °С), г/кВт⋅ч

503

Температура газа перед турбиной, К

1200

Расход воздуха, кг/с

2,2

Степень повышения давления

6,2

Масса двигателя, кг

135

Габаритные размеры, мм:

длина

1350

ширина

522

высота

680

Конструктивная схема ГТД-350

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ТВ2-117

Создавался в 1959-1964 гг. для вертолета Ми-8. ТВ2-117 имеет девятиступенчатый осевой компрессор с регулируемым входным направляющим ап-

паратом и направляющими аппаратами трех ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свобод-

ную турбину. В двигателе впервые в отечественной практике применены опущенные замки турбинных лопаток для улучшения охлаждения и снижения

напряжений в дисках, полки турбинных лопаток с лабиринтами для увеличения КПД и снижения переменных напряжений в лопатках (демпфирование).

В конструкции ТВ2-117 применен жесткий цельноточеный ротор компрессора из титанового сплава. На двигателях ТВ2-117, ГТД-350 и всех последую-

щих турбовальных двигателях ОКБ применена система защиты свободной турбины от раскрутки. В 1964 г. ТВ2-117 прошел государственные испытания.

С 1976 г. выпускается модификация ТВ2-117А.

Технические характеристики

Мощность, кВт

294

Удельный расход топлива на взлетном режиме (Н = 0, М = 0, t_н =+30 °С), г/кВт⋅ч

360

Расход воздуха, кг/с

8,4

Степень повышения давления

6,2

Температура газа перед турбиной, К

1090

Масса двигателя, кг

338

Габаритные размеры, мм:

длина

2842

ширина

550

высота

748

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ТВ3-117

Разработан в 1965 г. для вертолетов Ми-17, Ка-32 и др. Двигатель ТВ3-117 имеет осевой двенадцатиступенчатый компрессор с регулируемым вход-

ным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами четырех ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и

двухступенчатую свободную турбину. Впервые в отечественной практике применены титановый ротор компрессора, сваренный из отдельных дисков

электронно-лучевой сваркой, рабочие и направляющие лопатки компрессора из титанового сплава, полученные методом холодной вальцовки, малогаба-

ритные контактные графитовые уплотнения масляных полостей, установлено пылезащитное устройство. В системе регулирования двигателя использова-

ны электронные блоки. В 1972 г. двигатель прошел государственные испытания. ТВ3-117 является одним из лучших в мире по экономичности в своем

классе, что достигнуто благодаря высоким КПД агрегатов (КПД компрессора - 86 %, турбины компрессора - 91 %, свободной турбины - 94 %). Двига-

тель выпускается большими сериями в модификациях ТВ3-117М, ТВ3-117КМ, ТВ3-117МТ, ТВ3-117В, ТВ3-117ВМ, ТВ3-117ВМА, ТВ3-117ВК, ТВД

ТВ3-117ВМА-СБ2 (мощность 1838 кВт (2500 л.с.) для самолета Ан-140).

Технические характеристики

Мощность, кВт

1640

Удельный расход топлива на взлетном режиме (Н = 0, М = 0, t_н =+30 °С), г/кВт⋅ч

299

Расход воздуха, кг/с

Степень повышения давления

Температура газа перед турбиной, К

1190

Масса двигателя, кг

285

Габаритные размеры, м:

длина

2,055

ширина

0,65

высота

0,728

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ТВ3-117ВМ

Устанавливается на вертолеты Ми-17 и Ми-8АМТ. По своим техническим данным и эксплуатационным качествам соответствует современным тех-

ническим требованиям, предъявляемым к двигателям данного класса. Двигатель эксплуатируется в составе силовой установки вертолета, которая состоит

из двух двигателей и главного редуктора. Правый и левый двигатели силовой установки взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.

Особенностью конструкции двигателя является наличие свободной турбины, кинематически не связанной с ротором турбокомпрессора. Это позволяет

получить необходимую частоту вращения ротора турбокомпрессора, облегчить раскрутку ротора турбокомпрессора при запуске двигателя, обеспечить

оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации.

Двигатель состоит из осевого двенацатиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, узла турбин (турбина компрессора и свободная тур-

бина), выхлопного устройства, приводов вспомогательных устройств, системы смазки и суфлирования, системы топливопитания и регулирования, сис-

темы отбора воздуха, приборов контроля работы двигателя, системы запуска.

Технические характеристики

Мощность, л.с. (кВт):

чрезвычайный режим (Н = 0, М_п = 0, МСА)

2200 (1618)

взлетный режим (Н = 0, М_п = 0, МСА)

2000 (1471)

крейсерский режим (Н = 0, М_п = 0, МСА)

1500 (1103)

Удельный расход топлива, кг/л.с.:

чрезвычайный режим

0,215

взлетный режим

0,218

крейсерский режим

0,255

Температура газов перед турбиной, К

чрезвычайный режим

1193

взлетный режим

1163

Расход воздуха, кг/с

не менее 8,7

Степень повышения давления

9,4

Масса двигателя (сухая), кг

294

Габаритные размеры, мм:

длина

2055

ширина

650

высота

728

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ТВ3-117ВМА

Является дальнейшим развитием широко известного базового двигателя ТВ3-117. Устанавливается на вертолеты Ка-32. Эксплуатируется в составе

силовой установки вертолета, которая состоит из двух двигателей и главного редуктора. Правый и левый двигатели силовой установки взаимозаменяемы

при условии разворота выхлопного патрубка.

Технические характеристики

Мощность, л.с. (кВт):

взлетный режим (Н = 0, М_п = 0, МСА):

2200 (1618)

крейсерский режим (Н = 0, М_п = 0, МСА)

1500 (1103)

Удельный расход топлива, кг/л. с. ⋅ч:

взлетный режим

0,215

крейсерский режим

0,255

Расход воздуха, кг/с

8,7

Температура газов перед турбиной, К

1193

Степень повышения давления

9,4

Масса двигателя (сухая), кг

294

Габаритные размеры, мм:

длина

2055

ширина

650

высота

728

Авиационный турбовальный газотурбинный двигатель ТВ3-117ВМА-СБ2

Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ7-117

Разрабатывается с 1985 г. для пассажирского самолета местных воздушных линий Ил-114. ТВ7-117 имеет встроенный редуктор воздушного винта,

шестиступенчатый осецентробежный компрессор (пять осевых ступеней и одна центробежная), противоточную кольцевую камеру сгорания, охлаждае-

мую двухступенчатую турбину компрессора с монокристаллическими лопатками рабочих колес и двухступенчатую силовую турбину. Все основные уз-

лы двигателя имеют достаточно высокие значения КПД. На ТВ7-117 применена двухканальная электронная система регулирования с полной ответствен-

ностью (питание от автономного генератора). Завершение полета может обеспечиваться также гидромеханическим ручным управлением.

Взлетная мощность двигателя поддерживается до температуры окружающего воздуха, равной 30 °С, и давления, равного 730 мм рт. ст. Двигатель отличают

низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме и высокая надежность. Ресурс до первого капитального ремонта - 6000 ч, назначенный - 20 000 ч.

Развитая система контроля работы и раннего обнаружения дефектов дает возможность эксплуатировать двигатель по состоянию. Начало серийного про-

изводства - 1991 г. (АО ММПП имени В.В. Чернышева).

Конструктивная схема ТВ7-117С

Авиационный газотурбинный двигатель РД36-51А

Самый мощный в мире одновальный бесфорсажный ТРД РД36-51А (РД36-51В для самолета М-17), обеспечивающий минимально возможные удель-

ные расходы топлива на режиме сверхзвукового крейсерского полета и потребную тягу на режимах трансзвукового разгона при достаточной экономич-

ности на крейсерских дозвуковых режимах полета. Предназначен для сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144Д (РД36-51В - для самолета М-17).

Компрессор двигателя четырнадцатиступенчатый со сверхзвуковой первой ступенью. Рабочие лопатки первых трех ступеней имеют антивибрационные

полки. Регулирование компрессора производится по приведенной частоте вращения направляющими аппаратами пяти передних и пяти задних ступеней.

Корпус и ротор компрессора, а также гидравлическая часть камеры сгорания выполнены по традиционным для ОКБ схемам. Силовая схема камеры кон-

структивно выполнена на одной опоре.

К конструктивным особенностям трехступенчатой турбины двигателя относятся: расположение ротора между опорами; упругое демпфирующее уст-

ройство с гибкими элементами в опоре; коническая форма вала. На двигателе применено всережимное сверхзвуковое сопло с центральным телом. Регу-

лирование площади критического и выходного сечений сопла осуществляется перемещением в осевом направлении конуса центрального тела относи-

тельно неподвижной профилированной наружной обечайки. Конус управляется следящим силовым гидроцилиндром двустороннего действия. Площадь

критического сечения сопла изменяется по положению рычага управления двигателем. Двигатель имеет систему струйного шумоглушения, подающую

воздух в газовый поток через отверстия в центральном теле. С целью уменьшения габаритов двигателя и удовлетворения ряда эксплуатационных требо-

ваний привод самолетных агрегатов выполнен отдельным узлом, размещенным в отсеке крыла. Мощность на этот привод подводится через карданный

вал, либо от ротора двигателя, либо от воздушной турбины, установленной на двигателе и имеющей независимое от него питание сжатым воздухом. Рас-

крутка двигателя при запуске производится от той же воздушной турбины. Двигатель РД36-51А прошел государственные, стендовые и летные (на само-

лете Ту-144Д) испытания (1964 г.).

Технические характеристики

Тяга на взлетном режиме, кгс

20 000

Удельный расход на взлетном режиме, кг/ Н ⋅ ч (кг/кгс ⋅ ч)

0,09 (0,88)

Температура газа перед турбиной, К

1433

Расход топлива, кг/с

279

Масса двигателя, кг

4125

Авиационный газотурбинный двигатель ТВД -1500

Представляет собой турбовинтовой авиационный двигатель для самолетов МВЛ.

Технические характеристики

Мощность на взлетном режиме, л.с. (кВт)

1500 (104)

Удельный расход топлива, кг/л.с. ⋅ ч (кг/кВт ⋅ ч):

взлетный режим

0,206 (0,29)

крейсерский режим

0,180 (0,252)

Масса двигателя, кг

240

Габаритные размеры, мм:

длина

1965

ширина

620

высота

760

Модификации:

ТВД-1500А (N = 956 кВт (1300 л.с.)) для многоцелевого самолета-амфибии Ямал;

ТВД-1500СХ (N = 956 кВт (1300 л.с)), С_уд = 0,236 кг/кВт ч (0,17 кг/л.с. ч) для Ан-102;

ТВД-1500С (N = 1104 кВт (1500 л.с.)) для двухдвигательного самолета местных линий С-80;

ТВД ТВД-1500В для многоцелевого двухдвигательного вертолета В-62;

ТВД-1500Н для двухдвигательного самолета серии Ил-Х для МВЛ;

ТВД-1500К для многоцелевого катера на подводных крыльях типа PASTORAL.

Авиационный газотурбинный двигатель РД-600В

Турбовальный двигатель нового поколения в классе мощности 1500...2000 л.с. РД-600В характеризуется модульностью конструкции. Имеет встроен-

ное высокоэффективное пылезащитное устройство; электронную, цифровую, двухканальную с полной ответственностью систему автоматического

управления с резервным гидромеханическим каналом, резервную систему смазки (обеспечивает работу в течение 6 мин при отказе основной). Редуктор

оборудован муфтой свободного хода. Двигатель запускается от воздушного стартера.

Чрезвычайный режим (Р_н = 760 мм рт. ст., V = 0):

Н = 0 м

Т_н = 288 К

N_в = 1550 л.с.

Максимальный режим (Р_н = 760 мм рт. ст., V = 0):

Н = 0 м

Т_н = 288 К

N_в = 1550 л.с.

С_е = 209 г/л.с.⋅ ч

Н = 0 м

Т_н = 303 К

N_в = 1300 л.с.

С_е = 209 г/л.с. ⋅ ч

Н = 5000 м

Т_н = 288 К

N_в = 900 л.с.

С_е = 209 г/л.с. ⋅ ч

Номинальный режим (Р_н = 760 мм рт. ст., V = 0):

Н = 0 м

Т_н = 288 К

N_в = 1110 л.с.

С_е = 219 г/л.с. ⋅ ч

Н = 0 м

Т_н = 303 К

N_в = 1110 л.с.

С_е = 219 г/л.с. ⋅ ч

Крейсерский режим (Р_н = 760 мм рт. ст., V = 0):

Н = 0 м

Т_н = 288 К

N_в = 1000 л.с.

С_е = 225 г/л.с. ⋅ ч

Н = 5000 м

Т_н = 288 К

N_в = 675 л.с.

С_е = 225 г/л.с. ⋅ ч

Двигатель РД-600В устанавливается на многоцелевой двухдвигательный вертолет Ка-62, многоцелевой двухдвигательный самолет-амфибия Ямал

для обслуживания районов Севера и Дальнего Востока.

Технические характеристики

Мощность л. с. (кВт):

чрезвычайный режим

2200 (1618)

взлетный режим

2000 (1471)

крейсерский режим

1500 (1103)

Авиационный турбовинтовой двигатель НК-12

Для испытаний двигателя ТВ-12 (НК-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.

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, а в феврале 1955 г. был совершен первый полет самолета 95-2 - второго прототипа Ту-95 с двигателями

ТВ-12. Серийный самолет Ту-95 был снабжен двигателями НК-12 (так стал называться двигатель ТВ-12). Это был самый мощный в мире двигатель. Он

имел четырнадцатиступенчатый компрессор с коэффициентом полезного действия 0,88. Специально была создана высокоэкономичная пятиступенчатая

турбина с коэффициентом полезного действия 94 %, что является рекордом до настоящего времени. Впервые для уменьшения радиальных зазоров были

применены легкосрабатываемые 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 ре-

дукторе был использован ряд технических новшеств. В частности, специальная подача масла для охлаждения рабочих поверхностей зубчатых и шлице-

вых 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 флюгирование винтов как система защиты двигателя;

− регулирование радиальных зазоров в турбине.

Технические характеристики

Мощность, кВт (л.с):

взлетный режим (Н = 0, М = 0)

9200 (12 500)

крейсерский режим (Н = 11 км, М = 0,68)

4778 (6500)

Модификации двигателя НК-12

Производитель - ОАО «Моторостроитель» (г. Самара). На двигателе впервые применены короткозамкнутая масляная система, высокооборотные от-

качивающие масляные насосы с импеллерами, инерционное отделение воздуха из маслосистемы с помощью центрифуги. Модификации двигателя

НК-12 НК-12М (1952 г.) устанавливался на самолет Ту-96, НК-12МА (1966 г.) - на самолеты Ан22 и Ан-22А, НК-12МВ (1958 г.) - на самолеты Ту-95,

Ту-126, Ту-142 и Ту-114

Технические характеристики

НК-12М

НК-12МА

НК-12МВ

Мощность, л.с. (кВт):

взлетный режим

15 000 (11 025)

крейсерский режим

6500 (4778)

8080 (5940)

6500 (4778)

Степень повышения давления в компрессоре

9,5

9,3

Температура газа перед турбиной, К

1150

1140

Масса двигателя (без винтов), кг

2900

3170

3065

Диаметр винта, мм

5600

6200

5600

Назначенный ресурс, ч

3000

4500

5000

Дата государственных испытаний

1956 г.

1966 г.

1958 г.

Конструктивная схема НК-12СТ

Авиационный турбовинтовой двигатель НК-4

Создан в рекордно короткий срок (27 сентября 1955 г. было принято решение о проектировании нового двигателя НК-4, 17 апреля 1956 г. он прошел

первые испытания). Легкий, экономичный и технологичный двигатель. В 1957 г. НК-4 прошел государственные испытания. В июне 1959 г. прошел госу-

дарственные испытания улучшенный по экономичности и ресурсу вариант НК-4 -двигатель НК-4А. Двигатель Нк-4 устанавливается на самолет Ту-95,

его модификация НК-4А - на самолеты Ан-22 и Ан-22А.

Технические характеристики

НК-4

НК-4А

Мощность, л.с. (кВт):

взлетный режим

4000 (2944)

крейсерский режим

2150 (1580)

2380 (1749)

Удельный расход топлива, кг/л.с.⋅ч (кг/кВт⋅ч)

взлетный режим

0,245 (0,333)

крейсерский режим

0,210 (0,285)

0,207 (0,281)

Степень повышения давления в компрессоре

7,9

Температура газа перед турбиной, К

1250

Масса двигателя (без винтов), кг

970

860

Диаметр винта, мм

4500

Назначенный ресурс, ч

3000

4500

Авиационный турбореактивный двигатель НК-8

Разработан за три года на базе газогенератора двигателя НК-6. При создании двигателя были применены титановые сплавы. При этом потребовалось

освоить новые технологические процессы, связанные с использованием гидропескоструйной обработки, виброупрочнения, новые режимы резания и но-

вые инструменты.

Применение многофорсуночной (около 140 форсунок) камеры сгорания позволило получить хорошую равномерность температурного поля газового

потока, поступающего в турбину, и тем самым повысить надежность двигателя. При изготовлении такой камеры сгорания были применены электрохи-

мические 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 упругодемпферные опоры роторов

компрессора и турбины.

Технические характеристики

НК-8

НК-8 3-й серии

Мощность, кН (кгс):

взлетный режим

93,2 (9500)

2944 (4000)

крейсерский режим

22,1 (2250)

1749 (2380)

Удельный расход топлива, кг/кН⋅ч (кг/л.с.⋅ч):

взлетный режим

63,3 (0,62)

0, (0)

крейсерский режим

85,7 (0,84)

0,281 (0,207)

Степень двухконтурности

0,984

Степень повышения давления в компрессоре

10,25

Температура газа перед турбиной, К

1200

Масса двигателя (сухая), кг

2320

2250

Диаметр входа в компрессор, мм

1355

Первый полет самолета Ил-62 с двигателем НК-8 был совершен 24 апреля 1964 г. В декабре 1965 г. состоялся беспосадочный перелет по маршруту

Москва-Хабаровск, а в сентябре 1967 г. начались регулярные рейсы с пассажирами.

Двигатель НК-8 3-й серии, модификация НК-8 для пассажирского самолета Ил-62, впервые в практике отечественного моторостроения был снабжен

реверсивным устройством. Этот двигатель выпускался серийно с 1966 по 1968 г.

Авиационный турбореактивный двигатель НК-8-4

Модификация двигателя НК-8, имеющая большую тягу. Первый полет самолета Ил-62 с двигателем НК-8-4 состоялся в июне 1965 г. На этом двига-

теле были применены торцовые и радиальные контактные уплотнения масляных полостей опор, оригинальная схема регулятора частоты вращения рото-

ра. Он имел высокие показатели надежности, обусловленные применением высокоэффективных методов упрочнения деталей, а также демпфирования

ротора двигателя и его трубопроводов. Межремонтный ресурс НК-8-4 составлял 7000 ч, ресурс до первого капитального ремонта - 9000 ч, а назначенный

ресурс - 18 000 ч. Серийное производство НК-8-4 осуществлялось с 1968 по 1979 г. Низкий уровень шума на взлете и отсутствие дымления на выхлопе

способствовало широкой эксплуатации этого двигателя на международных линиях. Суммарная наработка НК-8-4 составила 7,5 млн.ч. Изготовитель -

«Казанское моторостроительное производственное объединение».

Технические характеристики

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

103 (10 500)

крейсерский режим

27 (2750)

Удельный расход топлива, кг/кН ⋅ ч (кг/кгс ⋅ ч):

взлетный режим

61,7 (0,605)

крейсерский режим

82,6 (0,81)

Степень двухконтурности

1,04

Степень повышения давления в компрессоре

10,3

Масса двигателя (без реверса), кг

2200

Авиационный турбореактивный двигатель НК-8-2У

Модификация двигателя НК-8 в 1971 г. была разработана, а в 1973 г. прошла государственные испытания. С 1972 г. двигатель находился в серийном

производстве. НК-8-2У устанавливался на пассажирские самолеты Ту-154, Ту-154Б, Ту-154С. Ресурс до капитального ремонта составлял 8000 ч, а назна-

ченный ресурс - 18 000 ч. Суммарная наработка двигателей НК-8-2У превышает 32 млн.ч. Изготовитель - «Казанское моторостроительное производст-

венное объединение».

Технические характеристики

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

103 (10 500)

крейсерский режим

21,58 (2750)

Удельный расход топлива, кг/кН ⋅ ч (кг/кгс ⋅ ч):

взлетный режим

59,2 (0,58)

крейсерский режим

78,1 (0,766)

Степень двухконтурности

1,05

Температура газа перед турбиной, К

1255

Степень повышения давления в компрессоре

10,7

Тяга реверса, кН (кгс)

35,5 (3800)

Масса двигателя (без реверса), кг

2200

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 6000 ч (3000 циклов);

ресурс до первого ремонта по ТС - 8000 ч (4000 циклов);

гарантийный межремонтный ресурс - 4000 ч (2000 циклов);

межремонтный ресурс по ТС - 6500 ч (3000 циклов);

назначенный ресурс - 19 000 ч (9500 циклов);

календарный срок службы - 7 лет.

Авиационный турбореактивный двигатель НК-144

Опыт, полученный при разработке двигателя НК-6, был использован в процессе создания двухконтурных турбовентиляторных двухкаскадных двига-

телей с форсажной камерой НК-22 для сверхзвукового дальнего бомбардировщика Ту-22М и НК-144 для пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144.

В двигателе НК-144 применены двухкаскадный осевой компрессор, состоящий из двухступенчатого вентилятора, трехступенчатого компрессора низкого

давления, многофорсуночная камера сгорания кольцевого типа, одноступенчатая турбина высокого давления и двухступенчатая турбина низкого давле-

ния, общая на два контура форсажная камера и регулируемое сопло.

НК-144 разрабатывался с 1963 г., а 31 декабря 1968 г. был совершен первый в мире полет пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144 с четырьмя

НК-144. С 1973 по 1978 гг. серийно выпускался двигатель НК-144А увеличенной тяги. В этот период была разработана более мощная модификация -

двигатель НК-144В. В этом двигателе впервые были применены: управление эшелонированной подачей топлива в форсажную камеру; система частично-

го отключения охлаждения лопаток турбины на крейсерском режиме; система суфлирования масляных полостей с баростатическим клапаном.

С 1974 г. проводится отработка возможности применения в качестве топлива жидкого водорода на авиационном двигателе НК-144ВТ. Были прове-

дены стендовые испытания систем и агрегатов, а также полноразмерных двигателей (1979 г.), работающих на водороде и керосине. Изготовитель - ОАО

«Моторостроитель» (г. Самара).

Технические характеристики

НК-144

НК-144А

НК-144В

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

167 (17 500)

196 (20 000)

261 (22 000)

крейсерский режим

29,4 (3000)

Удельный расход топлива кг/кВт⋅ч (кг/л.с.⋅ч):

крейсерский режим

98,4 (0,965)

95,9 (0,94)

форсажный режим

159 (1,56)

184 (1,81)

143 (1,4)

Степень двухконтурности

0,6

0,53

Степень повышения давления в компрессоре

14,2

14,45

Температура газа перед турбиной, К

1360

1390

1500

Диаметр входа в компрессор, мм

3400

3450

3650

Масса двигателя, кг

1355

Авиационный турбореактивный двигатель НК-86

Разрабатывался для нового широкофюзеляжного самолета Ил-86 (первое испытание проведено в 1974 г.). Ресурс двигателя до капитального ремонта

составлял 4000 ч, назначенный ресурс - 10 000 ч. Суммарная наработка − 2,5 млн. ч. Государственные испытания по НК-86 проведены в апреле 1979 г.

На НК-86 (впервые в практике отечественного двигателестроения) были широко применены звукопоглощающие конструкции. На нем впервые были ис-

пользованы диагностические средства контроля за состоянием двигателя, аналоговая электронная система управления двигателем, а также система защи-

ты при обрыве лопаток компрессора.

В 1987 г. в эксплуатацию вошел двигатель НК-86А, имеющий P = 130,5 кН (13 300 кгс), С_уд. = 75,5 кг/кН.⋅ч (0,74 кг/кгс⋅ч), Т = 1280 К и t = 10 000 ч.

Этот двигатель имел монокристаллические рабочие лопатки первой ступени турбины из материала ЖС-30. Применение таких лопаток позволяет под-

держивать постоянное значение взлетной тяги при температуре наружного воздуха до +30 °С.

Технические характеристики

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

127,5 (13 000)

крейсерский режим

31,6 (3220)

Удельный расход топлива, кг/кН ⋅ ч (кг/кгс ⋅ ч):

взлетный режим

54,1 (0,53)

крейсерский режим

75,5 (0,74)

Степень двухконтурности

1,15

Степень повышения давления в компрессоре

13,4

Температура газа перед турбиной, К

1260

Диаметр входа в компрессор, мм

1455

Масса двигателя (без реверса)

2750

Двигатель НК-86 начал эксплуатироваться в системе ГА в 1981 г.

В эксплуатации находятся двигатели НК-86, НК-86А, НК-86РА.

По состоянию на 26.05.98 г. на двигателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

НК-86

НК-86А

НК-86РА

Гарантийный до первого ремонта, ч (цикл)

нет в экспл.

3000 (1500)

нет в экспл.

Ресурс до первого ремонта по ТС, ч (цикл)

нет в экспл.

4500 (2250)

нет в экспл.

Гарантийный межремонтный ресурс, ч (цикл)

3000 (1500)

Межремонтный ресурс по ТС, ч (цикл)

4000 (2000)

Назначенный ресурс, ч (цикл)

14 000 (7000)

10 500 (5250)

13 000 (6500)

Календарный срок службы

7 лет

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 210 двигателей Д-30КП (50 % от всего парка) осуществляется в 5 авиапредприятиях РФ. Из общего коли-

чества двигателей 44,2 % находятся «на крыле», 53,8 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в составе

ремфонда, 2 % НК-86 находятся в резерве.

Более половины парка НК-86 имеет наработку свыше 10 000 ч. Более 40 % двигателей находятся в диапазоне наработки от 4000 до 10 000 ч. Общий

остаток назначенного ресурса составляет 970 420 ч.

В настоящее время проводятся работы по обеспечению увеличения назначенных и межремонтных ресурсов двигателей НК-86 и НК-86А до 20 000 ч

(7500 циклов), и 6000 ч (2000 циклов) соответственно. Работы проводятся на парке двигателей авиакомпании «Аэрофлот-РМА».

Авиационный турбореактивный двигатель НК-88

Модификация двигателя НК-8-2У начинает разрабатываться с 1974 г. 15 апреля 1988 г. совершен полет летающей лаборатории Ту-155, где был ис-

пытан один правый двигатель НК-88.

Использует в качестве топлива жидкий водород.

Удельный расход топлива при работе на водороде составлял:

С_уд.взл. = 22,4 кг/кН.⋅ ч (0,22 кг/кгс ⋅ ч);

С_уд.кр. = 30 кг/кН ⋅ ч (0,296 кг/кгс ⋅ ч) при Н = 11 км и М = 0,8.

P = 103 кН (10,5 тс).

На двигателе впервые были применены: система топливоподачи, включающая турбонасосный агрегат, теплообменник-испаритель топлива и агрега-

ты управления; система обеспечения пожаро- и 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 по-

терь удельного расхода топлива, максимальной величины подогрева, отсутствия обмерзания, хорошей гидродинамической устойчивости.

Авиационные турбореактивные двигатели НК-56/НК-62/НК-64

Начинали разрабатываться с 1974 г. для самолетов Ил-96 и Ту-204. На двигателе НК-56 впервые было применено управление реверсом на принципах

пневматики. Он имел ресурс до капитального ремонта 7500 ч., назначенный ресурс - 15 000 ч. Дата первого испытания − июль 1980 г.

Технические характеристики

НК-56

НК-64

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

177 (18 000)

157 (16 000)

крейсерский режим

35,3 (3600)

34,3 (3500)

Удельный расход топлива кг/кВт⋅ч (кг/л.с.⋅ч):

взлетный режим

39,1 (0,74)

37,8 (0,37)

крейсерский режим

63,75 (0,74)

59,16 (0,58)

Степень двухконтурности

4,9

4,1

Температура газа перед турбиной, К

1571

1848

Степень повышения давления в компрессоре

27,6

Масса двигателя (без реверса), кг

2850

Диаметр входа в компрессор, мм

1860

На двигателе НК-64 впервые были установлены саблевидные сопловые лопатки. Серийно двигатели не производились.

Авиационный турбовентиляторный двигатель НК-110

Турбовинтовентиляторный двигатель с задним расположением винтовентилятора. Разработан в 1989 г. Этот двигатель выполнен по трехвальной

схеме с толкающим винтовентилятором, состоящим из двух соосных восьмилопастных ступеней диаметром 4,7 м, вращающихся в противоположные

стороны. Лопатки ступеней могли изменять угол установки в зависимости от потребляемой винтовентилятором мощности. Привод винтовентилятора

осуществлялся трехступенчатой турбиной через планетарный дифференциальный редуктор.

Технические характеристики

Тяга, кН (кгс)

177 (18 000)

Удельный расход топлива, кг/кН⋅ч (кг/кгс.⋅ ч):

взлетный режим

0,258 (0,19)

крейсерский режим

0,60 (0,4)

Максимальная мощность, потребляемая винтовентилятором, кВт (л.с.)

15 665 (21 300)

Масса двигателя (с редуктором без винта), кг

2300

Прорабатывалась конструкция двигателя НК-108 с тянущим винтовентилятором.

Авиационный винтовентиляторный двигатель НК-93

Винтовентиляторный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности НК-93. Разрабатывался с 1990 г. Предназначен для самолетов большой пас-

сажировместимости. Является базовой конструкцией для семейства двигателей с взлетной тягой, равной

78...226 кН (8...23 тс). Двигатель имеет двух-

рядный винтовентилятор с поворотными лопастями. Винтовентилятор приводится во вращение от трехступенчатой турбины через планетарно-

дифференциальный редуктор. При этом 40 % мощности, передаваемой через редуктор, приходится на восьмилопастную ступень, а 60 % - на десятилопа-

стную. Ступени вращаются в противоположные стороны.

Работы над газогенератором для этого двигателя начались в 1988 г., а в 1989 г. было проведено первое испытание. Лопатки и диски семиступенчато-

го компрессора низкого давления, приводимого одноступенчатой турбиной, изготовлены из титановых сплавов, также как и первые пять ступеней вось-

миступенчатого компрессора высокого давления. Его остальные три ступени - стальные. Турбина высокого давления - одноступенчатая. Камера сгора-

ния многофорсуночная, кольцевого типа. Масляная система двигателя, как и других двигателей семейства НК, выполнена по замкнутой схеме, в которой

циркуляция осуществляется, минуя маслобак.

Система автоматического управления двигателем - электронная с дублированием и гидромеханическим резервированием. Двигатель соответствует перспек-

тивным нормам ICAO 1992 г. по эмиссии. Самолет с двигателем НК-93 не будет превышать уровень шума, регламентируемый главой 3 стандарта ICAO.

Технические характеристики

Тяга, кН (кгс):

взлетный режим

177 (18 000)

крейсерский режим

31,5 (3200)

Удельный расход топлива, кг/кН⋅ч (кг/кгс.⋅ ч):

взлетный режим

23,5 (0,23)

крейсерский режим

50 (0,49)

Степень двухконтурности

16,6

Степень повышения давления в компрессоре

Масса двигателя, кг

3650

Диаметр вентилятора, мм

2900

Длина, мм

5972

Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-20

В 1957 г. успешно прошел государственные испытания и был запущен в серийное производство на заводах в Запорожье и Перми. АИ-20 выполнен по

одновальной схеме и состоит из осевого десятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой неохлаждаемой турбины и пла-

нетарного редуктора. В серийном производстве он выпускался с индексом АИ-20А. Резервы надежности, заложенные в этом двигателе, позволили на его

базе разработать ряд модификаций с повышенной мощностью, увеличенным ресурсом и улучшенной экономичностью.

Двигатели семейства АИ-20 устанавливались самолеты на Ан-8, Ан-10, Ан-12, Ан-32, Ил-18, Ил-18Д, Ил-38 и Бе-12.

Конструктивная схема АИ-20М

Авиационный турбовинтовой высотный двигатель АИ-20Д 5-й серии

Является дальнейшим развитием широко известного базового двигателя АИ-20 и используется на самолетах, выполняющих перевозки на линиях

средней и дальней протяженности. Двигатель оборудован системами автоматизированного запуска, противообледенительной, противопожарной, следя-

щего упора для защиты по отрицательной тяге и автоматического флюгирования воздушного винта.

Двигатели АИ-20Д 5-й серии устанавливаются на самолеты Ан-32 и успешно эксплуатируются во многих странах мира (Индия, Бангладеш, Эфио-

пия, Перу, Никарагуа и др.) в условиях высоких температур наружного воздуха и высокогорных аэродромов.

Общий вид АИ-20Д 5-й серии

Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-20М

Является одним

из базовых семейства двигателей АИ-20. На самолетах с этими

двигателями установлены многие мировые рекорды дальности и вы-

соты полетов. Двигатель оборудован системами автоматизированного запуска, противообледенительной, противопожарной, флюгирования по отрица-

тельной тяге и по падению давления масла в системе измерителя крутящего момента.

Двигатели АИ-20М устанавливаются на самолеты Ан-12, Ил-18, Ил-38 и успешно эксплуатируются во многих странах мира (Индия, Китай, Герма-

ния, Югославия, Мали, Гвинея и др.)

Конструктивная схема АИ-20М

Технические характеристики

Мощность, л.с. (кВт):

взлетный режим

4250 (3310)

крейсерский режим

2700 (1984)

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,243

крейсерский режим

0,197

Температура газа перед турбиной, К

1173

Степень повышения давления в компрессоре

9,2

Частота вращения ротора, об/мин:

рабочий режим

12 300

режим «Малый газ»

10 400

Масса двигателя (сухая), кг

1040

Габаритные размеры, мм:

длина

3096

ширина

842

высота

1180

На АИ-20М за счет усовершенствования узла турбины и применения более жаростойкого материала жаровой трубы камеры сгорания удалось до-

биться высокой мощности и улучшенной экономичности. Назначенный амортизационный срок службы АИ-20М составляет 24 00 ч.

Авиационный турбовинтовой двигатель АИ-24

Создан в конце 1950-х гг. для пассажирского самолета Ан- 24. При его разработке был использован прогрессивный метод моделирования двигателя-

прототипа, благодаря чему АИ-24, как и АИ-20, имеет высокую эксплуатационную надежность и большой ресурс. АИ-24 и его модификации АИ-24Т и

АИ-24ВТ мощностью 2820 л.с. используются на самолетах Ан-24, Ан-26 и Ан-30.

Двигатель АИ-24 начал эксплуатироваться в системе ГА в 1962 г. В эксплуатации находятся двигатели 2-й серии. По состоянию на 26.05.98 г. на дви-

гателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 4000 ч;

ресурс до первого ремонта по ТС (2-й серии) - 5000 ч;

гарантийный межремонтный ресурс - 4000 ч;

межремонтный ресурс по ТС - 5000 ч;

назначенный ресурс - 22 000 ч;

календарный срок службы - 12 лет.

Технические характеристики

Мощность, л.с. (кВт):

взлетный режим

2820 (2075)

крейсерский режим

1650 (1214)

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,256

крейсерский режим

0,239

Температура газа перед турбиной, К

1070

Степень повышения давления

7,65

Расход воздуха, кг/с

14,4

Частота вращения ротора, об/мин:

рабочий режим

15 800 ± 150

режим «Малый газ»

14 050 ± 225

Масса двигателя (сухая), кг

600

Авиационный турбореактивный двигатель АИ-25

Первый двухконтурный ТРД с маркой АИ. Победил в конкурсе

среди двигателей для самолета

МВЛ Як-40. Выполнен по двухвальной схеме, имеет

умеренные параметры рабочего процесса, малый вес, небольшой расход топлива, достаточно прост

по конструкции, технологичен в

производстве. Опыт

эксплуатации самолета Як-40 во многих странах подтвердил высокую надежность двигателя АИ-25, которому установлен назначенный ресурс в 2400 ч.

Впервые в практике

отечественного

авиастроения этот двигатель в составе Як-40 прошел весь комплекс летных и сертификационных

испытаний на

соот-

ветствие зарубежным

нормам летной

годности. Ведущий конструктор К.М. Валик за

создание АИ-25 был удостоен

Ленинской премии. В 1973 г. для ре-

активных учебно-тренировочных самолетов (УТС) была разработана модификация

АИ-25ТЛ. По сравнению с базовым этот двигатель имеет увеличен-

ную

на 15 % тягу, повышенные степень сжатия и температуру газа

перед турбиной, охлаждаемую ступень турбины. АИ-25ТЛ оборудован специальной

системой смазки, обеспечивающей работу подшипников в условии перевернутого полета. Чешский

УТС L-39 с этим двигателем нашел массовое приме-

нение во многих странах.

Конструктивная схема АИ-25

Турбореактивный двухконтурный двигатель АИ-25 эксплуатируется на линиях малой и средней протяженности во многих странах мира (Италия, Че-

хия, Словакия, Куба, Монголия, Польша, Лаос и др.). Двигатель выполнен по двухкаскадной схеме, что позволило обеспечить высокие запасы газодина-

мической устойчивости на всех режимах, высотах и скоростях полета, запускать двигатель пусковым устройством малой мощности. Запуск двигателя и

его управление автоматизированы. Двигатель оборудован противообледенительным устройством.

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

1500

крейсерский режим

443

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,564

крейсерский режим

0,795

Степень двухконтурности

2,2

Степень повышения давления

Температура газа перед турбиной, К

1145

Расход воздуха, кг/с

44,8

Частота вращения ротора, об/мин:

рабочий режим

15 800 ± 150

режим «Малый газ»

14 050 ± 225

Масса двигателя (сухая), кг

320

Габаритные размеры, мм:

длина

1993

ширина

820

высота

896

Двигатель АИ-25 начал эксплуатироваться в системе ГА в 1967 г. В эксплуатации находятся двигатели 2-й серии. По состоянию на 26.05.98 г. на дви-

гателе достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

гарантийный до первого ремонта - 3000 ч;

ресурс до первого ремонта по ТС - 6000 ч;

гарантийный межремонтный ресурс - 3000 ч;

межремонтный ресурс по ТС - 6000 ч;

назначенный ресурс - 18 000 ч;

календарный срок службы - 8 лет;

календарный срок службы по ТС - 12 лет.

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 860 двигателей АИ-25 (40 % от всего парка) осуществляется на 32 авиапредприятиях РФ. Из общего коли-

чества двигателей 60 % находятся на «крыле», 35м % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонта и находятся в составе

ремфонда, 5 % АИ-25 находятся в резерве. 70 % парка АИ-25 имеют наработку с начала эксплуатации свыше 12 000 ч, в том числе 24 % - свыше

14 000 ч. Общий остаток назначенного ресурса составляет 5 695 918 ч.

Авиационный турбореактивный двигатель Д-36

Разработан в середине 70-х гг., является первым турбореактивным двигателем с высокой степенью двухконтурности в практике отечественного

авиадвигателестроения Конструкция его выполнена по трехвальной схеме с широким использованием титана и применением прогрессивных конструк-

торских и технологических решений. Например, принципа модульности, что позволяет производить замену отдельных модулей двигателя непосредст-

венно в эксплуатации.

Для повышения надежности Д-36 в его узлах реализованы такие прогрессивные технические решения, как вентиляторные лопатки с высоким к.п.д. и

повышенной прочностью, способные в полете выдерживать удар дикой утки; непробиваемый корпус вентилятора, упроченный композиционными мате-

риалами; упруго-масляные демпферы подшипниковых опор; электронно-лучевая сварка роторов и другие. По уровню шума и эмиссии вредных веществ

этот двигатель удовлетворяет требованиям международных норм. Д-36 устанавливается на самолеты Як-42, Ан-72 и Ан-74. За участие в создании Як-42

заместителю главного конструктора А.П. Щелоку присуждена Государственная премия СССР. Двигатель имеет узлы универсальной подвески, которая

позволяет устанавливать его на пилоне сверху или снизу крыла, в фюзеляже, на левом и правом боковых пилонах фюзеляжа. В выходной части наружно-

го контура на двигатель может быть установлено устройство реверса тяги.

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

6500

крейсерский режим

1600

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,35

крейсерский режим

0,65

Степень двухконтурности

5,6

Степень повышения давления

Температура газа перед турбиной, К

1450

Расход воздуха, кг/с

260

Масса двигателя (сухая), кг

1109,5

Габаритные размеры, мм:

длина

3470

ширина

1541

высота

1712

Двигатель Д-36 начал эксплуатироваться в ГА с 1981 г. В эксплуатации находятся двигатели 1-й серии, серии 1А и 2А. По состоянию на 26.05.98 г.

на Д-36 достигнуты следующие ресурсы и сроки службы:

Д-36 1-й серии

Д-36 серий 1А и 2А

гарантийный ресурс до первого ремонта, ч (цикл)

3000 (1850)

1250

ресурс до первого ремонта по ТС, ч (цикл)

6000 (3700)

3000 (2000)

гарантийный межремонтный ресурс, ч (цикл)

3000 (1850)

1250

межремонтный ресурс по ТС, ч (цикл)

5000 (3125)

3000

назначенный ресурс, ч (цикл)

12 000 (7380)

6000 (4000)

календарный срок службы,

8 лет

календарный срок службы по ТС

10 лет

По состоянию на 01.01.98 г. эксплуатация 167 Д-36 (45 % парка ВС РФ) осуществляется на 12 авиапредприятиях РФ. Из общего количества двигате-

лей 35 % находятся «на крыле», 64 % двигателей отработали межремонтные ресурсы и ресурс до первого ремонт и находятся в составе ремфонда, 1 %

двигателей находятся в резерве. 75 % двигателей имеют наработку свыше 4000 ч. Более 30 % - свыше 8000 ч. 9 % двигателей близки к отработке уста-

новленного назначенного ресурса.

Конструктивная схема Д-36

Авиационный турбовальный двигатель Д-136

Самый мощный в мире турбовальный двигатель разработан на базе двигателя Д-36 для вертолетов Ми-26 и Ми-26Т. В 1977 г. начались его стендо-

вые испытания, а в 1982 г. он передан в серию. Д-136 состоит из семи модулей, пять из которых идентичны соответствующим модулям Д-36, что значи-

тельно упрощает серийное производство и ремонт.

Двигатель разделен на девять основных модулей, каждый из которых - законченный конструктивно-технологический узел и может быть (кроме

главного модуля) демонтирован и заменен без разборки соседних модулей. Модули двигателя:

− вал ведущий;

− труба выхлопная;

− свободная турбина;

− ротор турбины низкого давления;

− корпус опор турбин;

− ротор турбины высокого давления;

− камера сгорания;

− корпус промежуточный с компрессором высокого давления;

− компрессор низкого давления.

Технические характеристики

Мощность на взлетном режиме, л.с.

11 400

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч

0,196

Температура газа перед турбиной, К

1478

Степень повышения давления

18,3

Расход воздуха, кг/с

Габаритные размеры, мм:

длина

3715

ширина

1382

высота

1133

Авиационный газотурбинный двигатель Д-18Т

Двигатель для сверхтяжелых транспортных самолетов Ан-124-100 «Руслан» и Ан-225 «Мрiя». В качестве прототипа для газодинамического модели-

рования Д-18Т был использован Д-36 с некоторой корректировкой основных узлов. Д-18Т имеет технические данные на уровне лучших зарубежных дви-

гателей для гражданской авиации. Его низкий удельный расход топлива обеспечен большими значениями степени повышения давления и степени двух-

контурности. Малая удельная масса двигателя определяется высокими параметрами рабочего цикла, его рациональной конструкцией, применением со-

временных материалов и технологии.

Как и Д-36, Д-18Т выполнен по трехвальной системе.

Он состоит из 17 модулей, которые могут заменяться непосредственно эксплуатантами без капитальных заводских ремонтов, что позволяет эксплуа-

тировать двигатель по техническому состоянию.

Общий вид Д-18Т

Авиационный газотурбинный двигатель Д-18Т 3-й серии

Турбореактивный двухконтурный двигатель для транспортных самолетов Ан-124-100 «Руслан» и Ан-225 «Мрiя». Двигатель имеет большую взлет-

ную тягу, низкий удельный расход топлива, высокую надежность (удовлетворяет требованиям норм летной годности FAR и BCAR), большой ресурс,

низкие уровни шума и эмиссии загрязняющих воздух веществ (удовлетворяют нормам ICAO). Двигатель оборудован эффективным устройством реверса

тяги, установленном в контуре вентилятора. Модульная конструкция двигателя в сочетании с эффективными средствами диагностики состояния узлов

обеспечивает возможность эксплуатации по техническому состоянию без капитальных ремонтов на заводе.

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

23 430

крейсерский режим

4860

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,35

крейсерский режим

0,57

Степень двухконтурности

5,6

Степень повышения давления

Температура газа перед турбиной, К

1600

Масса двигателя (сухая), кг

4100

Габаритные размеры, мм:

длина

5400

ширина

2792

высота

2937

Авиационный винтовентиляторный двигатель Д-27

Создавался в начале 1980-х гг. для транспортных самолетов Ан-70 и Ан-70Т. Этот двигатель имеет значительно более высокую топливную эффек-

тивность, чем современные турбореактивные двухконтурные двигатели.

Первые испытания газогенератора Д-27 были проведены в 1988 г., а в

1990 г. он был установлен на летающую лабораторию Ил-76 и прошел полный

комплекс исследований. В 1993 г. четыре двигателя Д-27 были установлены на

первом экземпляре Ан-70.

Двигатель Д-27 предназначен для самолетов Ан-70 и Ан-180, а также дру-

гих высокоэкономичных пассажирских и транспортных самолетов с улучшен-

ными взлетно-посадочными характеристиками.

Особенности конструкции двигателя Д-27: компрессор - двухкаскадный,

с малым числом ступеней; последняя ступень - центробежная; камера сгорания -

высокотемпературная, с равномерным полем температур на входе в турбину;

турбина - трехвальная, с системой активного управления радиальными зазорами

и широким использованием пространственного профилирования лопаточного

аппарата; рабочие лопатки - монокристаллические; редуктор - одноступенчатый

дифференциальный, со встроенным измерителем тяги; система управления -

электронная, типа FADEC.

Технические характеристики

Мощность на взлетном режиме

(H = 0, M_п = 0, t_н = +30 °С, P_н = 730 мм рт. ст.), л.с.

14 000

Удельный расход топлива

Общий вид Д-27

на крейсерском режиме (H = 1000 м, M_п = 0,7), кг/л.с ⋅ ч

0,13

КПД вентилятора на крейсерском режиме (M_п = 0,7)

более 0,9

Диаметр вентилятора, мм

4500

Масса двигателя (без вентилятора), кг

1650

Авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436Т1

Предназначен для установки на пассажирские и транспортные самолеты Ту-334; Бе-200. Производится в ОАО «Уфимское моторостроительное про-

изводственное объединение» (г. Уфа)

Технические характеристики

Тяга, кгс:

взлетный режим

8200

крейсерский режим

1600

Удельный расход топлива, кг/л.с ⋅ ч:

взлетный режим

0,376

крейсерский режим

0,617

Диаметр вентилятора, мм

1360

Масса двигателя (сухая), кг

1450

Габаритные размеры, мм:

длина

4156,6

ширина

1655

высота

1904