Энциклопедия техники - вд
Вд
Основанию опытного конструкторского бюро в 1939 предшествовала разработка в Московском авиационном институте проекта авиационного поршневого двигателя М-250, первый экземпляр которого был построен в 1941. Работы опытного конструкторское бюро по доводке и модернизации двигателя М-250 (1941—1951) завершились созданием двигателя ВД-4К, который в 1951 прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-85) испытания и был запущен в серийное производство. ВД-4К представляет собой комбинированную силовую установку, состоящую из 24-цилиндрового поршневого двигателя с жидкостным охлаждением и с непосредственным впрыском в цилиндры лёгкого топлива, трёх импульсных турбин, использующих кинетическую энергию выпускных газов и передающих мощность непосредственно на вал винта, и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом. Турбокомпрессор установлен отдельно от двигателя и соединён с ним воздушными и газовыми коммуникациями. Мощность передаётся на вал винта через одновальный планетарный редуктор. В носке редуктора — вентилятор для обдува радиаторных установок и газовых коммуникаций. Высотность двигателя обеспечивается совместной работой нагнетателя турбокомпрессора и нагнетателя, приводимого от двигателя. Управление осуществляется автоматически с помощью подвижного конуса реактивного сопла и заслонки перепуска газов, а также вручную дросселем малого газа. Термодинамическая схема двигателя обеспечила получение высокой экономичности — удельный расход топлива 0,251 кг/(кВт*ч). ВД-4К стал самым экономичным среди отечественных и зарубежных авиационных двигателей.
С 1952 опытное конструкторское бюро работает над созданием турбореактивного двигателя. Первый из них — одноконтурный ВД-7Б. Двигатель состоит из осевого девятиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания трубчато-кольцевого типа, двухступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Тяга на взлётном режиме 93,2 кН, удельный расход топлива 0,082 кг/(Н*ч), расход воздуха 176 кг/с, максимальная степень повышения давления в компрессоре 11,2. В двигателе применены принципиально новые для того времени технические решения ряда узлов и систем: высоконапорный компрессор с малым числом ступеней, первая сверхзвуковая ступень компрессора, регулируемый входной направляющий аппарат, регулирование режимов по приведённой частоте вращения. Двигатель устанавливался на самолёте 3М конструкции В. М. Мясищева. Серийно выпускался в 1958—1967.
Следующий двигатель, созданный опытным конструкторским бюро, — ВД-7М (модификация ВД-7Б, отличающаяся от него главным образом наличием форсажной камеры). Максимальная тяга на бесфорсажном режиме у земли у ВД-7М возросла по сравнению с ВД-7Б до 103 кН благодаря повышению температуры газа перед турбиной и увеличению расхода воздуха вследствие раскрытия входного направляющего аппарата. Степень форсажа 1,52. Управление двигателем на всех режимах осуществляется единым рычагом управления. Регулирование на форсажных режимах производится по закону сохранения постоянства степени расширения газов в турбине. Серийно выпускался в 1960—1965.
РД-7М2 — следующая модификация ВД-7Б. В двигателе увеличена максимальная приведённая частота вращения, введена более производительная первая ступень компрессора, раскрыт входной направляющий аппарат, увеличена температура газов в форсажной камере, введено сверхзвуковое регулируемое сопло. Благодаря этим изменениям существенно повышена тяга; что позволило увеличить максимальную скорость полёта самолёта Ту-22, на котором устанавливался двигатель, и улучшить другие лётно-технические характеристики (тяга РД-7М2 на взлётном режиме с форсажем 157 кН). Двигатель серийно выпускался в 1965—1977.
С 1965 опытное конструкторское бюро работает над двигателями для сверхзвуковых самолётов, имеющих крейсерскую скорость полёта 2000—3000 км/ч. К таким двигателям относится РД36-41, созданный для самолётов многоцелевого назначения с длительным режимом сверхзвукового полёта (M = 3) с тягой на взлётном режиме 162 кН. Двигатель имеет одновальный 11-ступенчатый компрессор со сверхзвуковой первой ступенью, кольцевым корпусом, барабанно-дисковым ротором. Входной направляющий аппарат, направляющие аппараты 1—4 й и 7—10 й ступеней компрессора выполнены поворотными с управлением по приведённой частоте вращения. Камера сгорания трубчато-кольцевой схемы. Двухступенчатая турбина имеет воздушное охлаждение сопловых аппаратов обеих ступеней, рабочих лопаток первой ступени, дисков и корпусов. Система охлаждения — регулируемая. Для повышения коэффициента полезного действия турбины применены сотовые уплотнения в радиальных зазорах над рабочими лопатками и в уплотнениях между ступенями. Форсажная камера имеет низкие гидравлические потери и высокую полноту сгорания при сравнительно короткой длине. К её особенностям относятся: фронтовое устройство, состоящее из трёх кольцевых V-образных стабилизаторов; трёхкаскадная система топливопитания, поддерживающая оптимальное давление топлива перед форсунками во всём диапазоне расхода топлива; розжиг, осуществляемый с помощью факельного воспламенения топлива; внутреннее охлаждение камеры, обеспечиваемое гофрированным перфорированным экраном, установленным по всей длине камеры. Сопло двигателя — всережимное с регулированием площади критического сечения, имеет три ряда подвижных створок, управляемых шестью силовыми цилиндрами, и неподвижную обечайку, которая обеспечивает внешнее обтекание сопла.
Для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144Д создан одновальный бесфорсажный турбореактивный двигатель РД36-51А, обеспечивающий минимально возможные удельные расходы топлива на режиме сверхзвукового крейсерского полёта и потребную тягу на режимах трансзвукового разгона при достаточной экономичности на крейсерских дозвуковых режимах полёта. Взлётная тяга 196 кН, удельный расход топлива 0,09 кг/(Н*ч), расход воздуха 279 кг/с. Компрессор двигателя 14-ступенчатый со сверхзвуковой первой ступенью. Рабочие лопатки первых трёх ступеней имеют антивибрационные полки. Регулирование компрессора производится по приведённой частоте вращения направляющими аппаратами пяти передних и пяти задних ступеней.
Корпус и ротор компрессора, а также гидравлическая часть камеры сгорания выполнены по традиционным для опытного конструкторского бюро схемам. Силовая схема камеры конструктивно выполнена на одной опоре. К конструктивным особенностям трёхступенчатой турбины двигателя относятся: расположение ротора между опорами; упругое демпфирующее устройство с гибкими элементами в опоре; коническая форма вала.
На двигателе применено всережимное сверхзвуковое сопло с центральным телом. Регулирование площади критического и выходного сечений сопла осуществляется перемещением в осевом направлении конуса центрального тела относительно 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 требований привод самолётных агрегатов выполнен отдельным узлом, размещённым 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. Раскрутка двигателя при запуске производится от той же воздушной турбины. Двигатель РД36-51А прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-144Д) испытания.
С 1965 в опытном конструкторском бюро ведутся также разработки подъёмных двигателей для самолётов укороченного и вертикального взлёта и посадки. Создано несколько модификаций для самолётов Су, МиГ, Ан.
В 1969 опытное конструкторское бюро разрабатывает подъёмный двигатель РД36-35ФВ для самолета вертикального взлета и посадки Як-38. Ряд оригинальных конструкторских решений в сочетании с применением лёгких материалов позволил создать малогабаритный двигатель с низкой удельной массой. Двигатель имеет осевой шестиступенчатый компрессор, первая ступень которого — сверхзвуковая с щелевой проставкой, обеспечивающей устойчивую работу компрессора без механизации. Камера сгорания двигателя — прямоточная, кольцевая, короткая (отношение длины к диаметру 1,8), турбина — одноступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, сопло — кольцевое, сужающееся, поворотное. Ротор компрессора и турбины — двухопорный. В передней опоре ротора расположен упругий демпфер с втулкой трения, поглощающий вибрации ротора. Система смазки — неприводная, автоматическая, циркуляционная. Топливный насос располагается в коке двигателя и приводится непосредственно от ротора. Запуск двигателя на земле производится при раскрутке ротора воздухом, отбираемым от маршевого двигателя, а в полёте—при авторотации. Двигатель и его модификация выпускаются серийно с 1972. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия
Главный редактор Г.П. Свищев
1994
Вопрос-ответ:
