igor113 (igor113) wrote,
igor113
igor113

Categories:

Музей авиационных двигателей на МАРЗ, июнь 2020 года ч3: реактивные.

И наконец завершающая и самая пока маленькая часть рассказа о коллекции авиационных двигателей на МАРЗ. Эта часть о реактивных двигателях...

Музей авиационных двигателей на МАРЗ.



Вспомогательный ГТД АИ-9В. АИ-9 — вспомогательный газотурбинный двигатель, предназначенный для запуска маршевых двигателей вертолётов Ка-27, Ка-29, Ка-32, Ка-50, Ми-14, Ми-24, Ми-28, Ми-8; самолётов Як-40 и Ан-140, корабельных и энергетических установок. Разработан ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко в 1966 году. С 1967 года на Запорожском моторостроительном заводе, впоследствии — ОАО «Мотор Сич», выпущено 2030 двигателей АИ-9.


АИ-9В — Двигатель со стартером-генератором, выполнен в виде отдельного агрегата, имеет свою топливную аппаратуру, автономную масляную систему и систему регулирования. Используется в полёте и на земле для подачи воздуха в системы запуска двигателей вертолётов Ми-8МТ, Ми-17, Ми-24, Ми-28, Ми-35, Ка-50, Ка-52 и для питания бортовой сети при проверке радио и электрооборудования. На ОАО «Мотор Сич» выпущено 3600 ВСУ АИ-9В.


Табличка с описанием двигателя


АИ-9 при выключении издаёт сильный, резкий и пронзительный кратковременный звук («пи-у»), характерный исключительно для этого двигателя.


На запуске возможна очень сильная вибрация двигателя, исчезающая с раскруткой. Также при неудавшемся или повторном запуске без промежуточной прокрутки часто возникает «факеление» — кратковременно из сопла вырывается пламя, иногда весьма значительное.


Характеристики:
Эквивалентная воздушная мощность - 214 кВт
Номинальная частота вращения: 38500 ± 500 мин−1
Количество отбираемого воздуха: 0,4±0,02 кг/с
Полное давление отбираемого воздуха, не менее: 0,24 МПа
Температура отбираемого воздуха: 403 К
Расход топлива, не более: 80 кг/ч
Сухая масса: 65 кг





Турбовальный двигатель Arriel 1B. Arriel 1B - предназначен для вертолета Eurocopter AS 350B/BA. Мощность на взлетном режиме 478 кВт (641 л.с.); Мощность на максимальном продолжительном режиме 440 кВт (590 л.с.); Удельный расход топлива при мощности 351 кВт (470 л.с.) 0,63 фунтов в час на одну л.с.


Описание двигателя


Турбовальный двигатель Turbomeca Arriel имеет модульную конструкцию. Первый собранный двигатель был испытан 7 августа 1974 года. Двигатели серии Arriel являются наиболее покупаемыми двигателями фирмы Turbomeca. К декабрю 1998 года общая продажа этих двигателей составила 4200 единиц. Общий налет составил 10300000 часов с более, чем 1000 пилотами в 101 стране.


Эти цифры не учитывают те двигатели, которые были произведены в Народной Республике Китай. Большинство двигателей серии 1 были сертифицированы в Российской Федерации и странах СНГ. Конструкция двигателя. Тип: одноосевой турбовальный двигатель с трехступенчатой турбиной. Компрессор: одноступенчатый осевой и сверхзвуковой центробежный.


Степень повышения давления 9. Расход воздуха неизвестен. Камера сгорания: кольцевая (воздушный поток перемещается по радиусу снаружи, затем поступает внутрь камеры). Центробежный впрыск топлива. Турбина компрессора: две осевые ступени с интегральным распределением и с цельнометаллическими лопатками. Свободная турбина: одна осевая ступень с вставными лопатками. Редуктор: выполнен из легких сплавов и состоит из двух ступеней винтообразных шестеренок, которые передают вращающий момент при оборотах 6000 об/мин в переднюю и заднюю части.


Гидравлический тахометр. Дополнительные устройства: основной вал работает на оборотах 12000 об/мин; остальные приводы подключаются к топливонасосам, тахометру, генератору, регулятору и стартеру. Стартер: электрический стартер или стартер/генератор.
Масляная система: независимая замкнутая с фильтром для металлической стружки. Тип масла: AIR 3512 или 3513A.


Двигатель: Arriel 1B
Мощность на взлетном режиме, кВт (л.с.) 478 (641)
Мощность на максимальном продолжительном режиме, кВт (л.с.) 440 (590)
Удельный расход топлива при мощности 351 кВт (470 л.с.) 0.63
Габаритные размеры, мм
Длина 1090
Высота 569
Ширина 430
Сухая масса, кг 120







ГТД-350 — советский турбовальный авиационный двигатель. Создавался в ОКБ-117 под руководством С. П. Изотова для вертолёта Ми-2.


Описание двигателя


Создавался с 1959 года. Первый полет 1961 год. Испытания завершены в 1963 году, в 1964 году серийное производство развернуто в Польше на заводах PZL. В последующем в Польше были созданы модификации двигателя: GTD-350P (максимальная мощность 332 кВт), GTD-350W (313 кВт) и GTD-350W2 (319 кВт). Производство двигателя продолжалось до конца 90-х годов.[3] Произведено более 11000 двигателей.


Компрессор состоит из 7 осевых и 1 центробежной ступени. Компрессор одноосевой, работает от своей одноступенчатой турбины. Отбор мощности ведется от двухступенчатой свободной турбины.


Компоновка мотора необычна: воздух после компрессора по двум воздуховодам обходит турбину и подается в камеру сгорания, расположенную в торце двигателя. В камере сгорания поток газа меняет направление на противоположное и идет на турбины. Таким образом выхлопные трубы оказываются в середине двигателя, между турбиной и компрессором. Аналогичную компоновку имел разрабатывавшийся примерно в то же время Allison Model 250 и его преемники Rolls-Royce RR300 и Rolls-Royce RR500 ..


Характеристики:
Сухая масса 139 кг
Длина 1350 мм
Ширина 522 мм
Высота 680 мм
Рабочие характеристики
Мощность максимальная 400,
крейсерская 265 л. с.
Компрессор 7 осевых и 1 центробежная ступень







ТВ-O-100 — малогабаритный модульный турбовальный/турбовинтовой двигатель. Разработан в 1982—1991 годах Омским Моторостроительным Конструкторским Бюро (ОАО «ОМКБ»). Предназначен для установки на многоцелевой вертолёт ОКБ Камова Ка-126.


В 1981 году ОМКБ вошло в состав МНПО «Союз». С 1982 года начинается совместная разработка турбовального двигателя ТВ-0-100 для многоцелевого вертолёта Ка-126.
Группы конструкторов из ОМКБ и МНПО «Союз» разработали два эскизных проекта. На обсуждение совместного научно-технического совета ОМКБ представило компоновку двигателя с осецентробежным компрессором, кольцевой полупетлевой камерой сгорания и вращающейся форсункой — традиционными для себя элементами. МНПО «Союз» предложило компоновку по типу двигателя Turbomeca TM-333. По настоянию «Союза» утверждается для разработки именно эта схема двигателя. В итоге начинается разработка нового двигателя мощностью 700 л.с. под шифром «Изделие 39» и наименованием «ТВ-0-100». Также начинается проработка турбовинтового варианта — ТВ-Д-100 с двухступенчатым редуктором и номинальной мощностью 710 л.с. (539 кВт), рассчитанного на применение воздушных винтов как тянущего, так и толкающего типа.
Разработка двигателя шла очень трудно — ОМКБ столкнулось с большим количеством дефектов, не встречающихся ранее в их практике. Виной этому была нетрадиционная для ОМКБ схема двигателя. Разработка и доводка двигателя затянулись.
В 1988 году совершил свой первый полёт вертолёт Ка-126 с двигателем ТВ-0-100. Двигатель сертифицирован в 1989 году. Всего до 1991 года на опытном производстве ОМКБ было изготовлено 32 двигателя ТВ-0-100. Общая наработка двигателей к началу 1991 года составляла 6000 часов, из них в составе вертолета Ка-126 — более 1000 часов.
Двигатель предполагалось передать в Румынию для серийного производства. Однако из-за последовавшего распада СЭВ и прекращения финансирования все работы по двигателю ТВ-0-100 были заморожены.
Силами ОМКБ конструкторская проработка двигателя продолжилась. Так, был разработан газогенератор, позволяющий повысить мощность двигателя до 830 л.с (619 кВт) при степени повышения давления 10,2. Обновлённый двигатель получил обозначение ТВ-0-100Ф, а его турбовинтовой вариант — ТВ-Д-100Ф.
В настоящее время двигатель ТВ-0-100 и его модификации не производятся из-за отсутствия заказов.


Особенности двигателя:
Малогабаритный турбовальный двигатель со свободной турбиной.
Модульная конструкция.
Дублирование всех основных систем.
Газогенератор — регулируемый осецентробежный компрессор (две осевые ступени и одна центробежная, степень повышения давления — 9,2) и осевая одноступенчатая неохлаждаемая турбина.
Кольцевая противоточная камера сгорания с двумя контурами топливных форсунок.
Одноступенчатая осевая свободная турбина; вывод мощности — вперед через полый вал газогенератора.
Редуктор (объединен с приводами в одном корпусе) со встроенным гидромеханическим измерителем крутящего момента и муфтой свободного хода на выводном валу.
Автономная замкнутая маслосистема (имеется аварийная маслосистема).
Двухканальная (дублированная) электронная цифровая система автоматического регулирования и управления адаптивного типа с гидромеханической исполнительной частью (имеется упрощенное гидромеханическое управление типа «шаг-газ» на случай полного отключения электронной части).
Встроенное (съемное) пылезащитное устройство инерционного типа.
Запуск от электростартера.
Питание от бортовых аккумуляторов или аэродромного источника постоянного тока напряжением 27 В.


Технические данные ТВ-0-100
Мощность:
Взлетный режим - 720 л.с. (537 кВт).
Полетная - 700 л.с. (522 кВт).
Крейсерская - 460 л.с. (343 кВт).
Удельный расход топлива — 0,255 кг/(л.с.ч.).
Частота вращения выводного вала - 6000 об/мин.
Габаритные размеры:
Длина - 1275 мм.
Высота - 735 мм.
Ширина - 780 мм.
Сухой вес — 160 кг.
Используемое топливо — Т-1







РУ19А-300 — вспомогательный турбореактивный двигатель, с осевым семиступенчатым компрессором, имеющим перепуск воздуха из-за четвёртой ступени, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной турбиной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным сечением.


Предвидя необходимость создания специального двигателя для учебных машин, Александр Яковлев обратился к Сергею Туманскому с просьбой сделать небольшой, легкий и надежный двигатель. В июле 1957 года на заводе №300 была начата разработка "изделия 29" под руководством главного конструктора Юрия Ивановича Гусева. На государственные стендовые испытания двигатель был предъявлен в декабре 1960 года, которые были закончены в феврале 1961 года, а в 1962 году ресурс двигателя был доведён до 500 часов.


31 июля 1958 года вышло постановление Совмина СССР №854-404 о разработке УТС Як-104 с двигателем РУ19-300, однако по политическим соображениям в 1959 году было принято решение о прекращении работ по самолёту и двигателю. Несмотря на это в 1960 году были построены два опытных самолёта Як-30. Также в 1960 был разработан эскизный проект СВВП Як-30В, на котором планировалось использовать два дополнительных подъёмных двигателя РУ19-300, установленными вертикально. В серийное производство двигатель был запущен в 1962 году на новом заводе в Тюмени.


Описание двигателя


Данный двигатель разрабатывался специально для учебных самолётов, что определяло его разработку. Расчёты выполнялись для характерного для обучения цикла нагрузок, с большим числом взлётов и посадок. Также в связи с неидеальным состоянием взлётных полос в учебных частях, были нередки попадания посторонних предметов в воздухозаборники. Поэтому компрессор двигателя РУ19-300 был выполнен из нержавеющей стали марки ЭИ-961. 28 ноября 1961 года из Польши поступило предложение об организации производства самолёта Як-30 и поставке для него двигателей РУ19-300, которое было отклонено Совмином СССР.


В 1963 году КБ Ильюшина в инициативном порядке начинает проектирование ближнемагистрального лайнера Ил-70 с использованием четырёх двигателей РУ19М-300 тягой по 1100 кгс., однако от проекта отказались.
В 1971 году для спортивно-пилотажного самолёта Як-32П была создана модификация РУ19П-300, в которой изменена маслосистема для увеличения продолжительности перевёрнутого полёта.


РУ-19А-300 устанавливался на самолёты Ан-24РВ, Ан-26, Ан-30. Для управления тягой двигателя (для укорачивания разбега, ускорения набора высоты и завершения полёта при отказе одного из основных двигателей) в кабине экипажа на среднем пульте справа от рычагов управления основными двигателями (РУД) установлен третий РУД.
Также по лицензии производился в КНР под обозначением Baoding J16-G10A.


Технические данные двигателя:
Тип турбореактивный
Компрессор Осевой, 7-ступенчатый, с перепуском воздуха за 4 ступенью
Направление вращения ротора (со стороны реактивного сопла) Левое
Максимальный расход воздуха на земле 15,8 кг/с
Камера сгорания Кольцевая с щелевыми отверстиями
Турбина Осевая, 1-ступенчатая
Сопло нерегулируемое, отклонено вниз на 10°
Статическая тяга на номинальном (взлетном) режиме Не менее 800 кгс при 16 000 об/мин
Удельный расход топлива на номинальном (взлётном) режиме Не более 1,12 кг/кгс·ч
Сухой вес 222 кг
Длина 1812 мм
Максимальная высота с агрегатами 779 мм




Общие виды.


Tags: 2020, двигатели, двигатель, марз, музей
Subscribe
  • Post a new comment

    Error

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

    When you submit the form an invisible reCAPTCHA check will be performed.
    You must follow the Privacy Policy and Google Terms of use.
  • 1 comment