Смотри главную страницу сайта http://vfk1.narod.ru/


Часть 1.

Самолет Ту-16 -
- история создания и развития

Часть 2.
Кудрявцев В.Ф.

В журнале “Авиация и Время” №№ 1 и 2/2001 г. опубликована монография “Легендарный Ту-16”, подготовленная четырьмя авторами. Все материалы не смогли войти в два журнала. Кроме того, каждый автор имеет свой вариант монографии. Здесь и на других страницах своего сайта один из авторов монографии (Кудрявцев В.Ф.) предполагал размещать некоторые материалы, не опубликованные в журнале и подготовленные совместно с Романом А.Д., Каберником Ю.Н., Магащуком А.С.


4. Силовая установка

На самолете Ту-16 по бортам фюзеляжа за задним лонжероном крыла установлены два турбореактивных двигателя АМ-3 с тягой на максимальном режиме 8750 кГ. Двигатели крепятся к шпангоутам № 43 и 46 фюзеляжа. С 1958 г. на самолет стали ставить более мощные двигатели РД-3М тягой 9520 кГ, а с 1961 г. – усовершенствованные РД-3М-500. Двигатели закрыты гондолами с капотами, облегчающими доступ к двигателям. Управление двигателями тросовое от рычагов управления двигателями  ( РУД ) с боковых пультов летчиков.

В качестве топлива используется керосин Т-1 или ТС-1. При нор­мальном взлетном весе 72000 кг максимальная заправка топливом состав­ляет 34360 кг  (по объему: топливо Т-1 - 41400 л, топливо ТС-1 - 43750 л). Полная заправочная емкость самолета топливом 43800 л. Топливо помещается в 27 топливных баках. Баки разделены на 10 групп: по 5 групп на каждый двигатель. Все баки протектированные, кроме баков-кессонов № 1, 2 и 5, топливо из которых расходуется в первую очередь. Для перекачки топлива из баков на самолете использованы 12 электрических насосов ЭЦН-Т. Рас­ходование топлива осуществляется автоматически системой СЭТС-60Д, на самолетах с системой дозаправки топливом в полете - СЭТС-60М. Из крыльевых баков и фюзе­ляжных баков № 1, 2 и 5 предусмотрен аварийный слив топлива.

Для повышения живучести самолет оборудован противопожарной систе­мой, работающей автоматически. Система обеспечивает обнаружение и ту­шение пожара в отсеках фюзеляжных и крыльевых топливных баков и в под­капотных отсеках двигателей. Самолет оборудован системой заполнения топливных баков нейтральным газом.

АМ-3

Турбореактивный двигатель АМ-3 был создан в ОКБ завода № 300 (ОКБ-300) под руководством Главного конструктора А.А.Микулина. Его проект под названием АМРД-03 был разработан в 1949 г. специально для самолета "88". В то время это был самый мощный в СССР двигатель.  В 1950 г. были построены первые экземпляры двигателей, получившие обозначение АМ-3, и началась их доводка до расчетных параметров.

Микулин А.А.

Турбореактивный двигатель АМ-3

Зубец П.Ф.

 Первые три двигателя по экономичности не соответствовали заданным характеристикам, поэтому за­ново переконструировали турбину. К лету 1951 г. было уже пять двига­телей, которые после доводки имели расчетные характеристики.

 Двигатель был принят Государственной макетной комиссией. Но конструкторы самолета потребовали произвести новую компоновку двигателя по части расположения агрегатов и коммуникаций его систем. В декабре 1951 г. АМ-3 в новой компоновке предъявили на государственные стендовые испытания, но двигатель их не прошел из-за разрушения рабочих лопаток компрессора. В сентябре 1952 г. после доводки АМ-3 прошел государственные стендовые испытания с ресурсом 100 часов и стал внедряться в серийное производство на двух заводах: с 1953 г. в Казани на заводе №16, с 1955 г. в Перми  на заводе  № 19.

АМ-3 представляет собой одноконтурный одновальный ТРД и состоит из следующих основных узлов и систем:

  • осевой восьмиступенчатый компрессор;
  • 14 прямоточных жаровых труб в общем кожухе камеры сгорания;
  • двухступенчатая газовая турбина;
  • реактивное сопло;
  • приводы агрегатов двигателя и самолета;
  • газотурбинный стартер С300-75;
  • системы, обеспечивающие работу двигателя.

Компрессор дозвуковой осевой, с нерегулируемым входным направляющим аппаратом. Для обеспечения его беспомпажной работы на пониженных режимах и при запуске осуществляется перепуск воздуха в атмосферу из-за третьей ступени. От 7-й ступени осуществляется забор воздуха в самолетные системы и для обогрева некоторых элементов самого двигателя. Для снижения веса в конструкции широко использованы магниевые и алюминиевые сплавы.

Конструкция камеры сгорания позволяет производить осмотр и замену жаровых труб без общей разборки двигателя. Для надежного воспламенения топливо-воздушной смеси в жаровых трубах при запуске установлено во­семь воспламенителей. На всех режимах подача топлива в жаровые трубы осуществляется через 14 центробежных форсунок.

Турбина имеет неохлаждаемые рабочие и сопловые лопатки. Корпус турбины и диски рабочих колес охлаждаются воздухом из-за компрессора.

Реактивное сопло нерегулируемое, дозвуковое, сужающееся. Для получения заданных параметров двигателя выходная площадь сопла подбирается с помощью сменных насадков. Снаружи сопло имеет защитный кожух с термоизоляцией.

АМ-3 имеет два привода агрегатов, размещенных на переднем корпусе компрессора сверху, и один привод снизу. На правом верхнем приводе ус­танавливаются два насоса-регулятора, воздушный поршневой компрессор и др. На левом верхнем приводе - самолетные агрегаты: два генератора ГСР-18000 и гидронасос. На нижнем приводе устанавливаются два маслона­соса и топливный подкачивающий насос.

Турбостартер С300-75 представляет собой малогабаритный газотурбинный двигатель с центробежным компрессором, установлен по оси двигателя на входе в его компрессор и закрыт обтекателем. Расположен он так, что его сопло направлено вперед по полету. Поэтому для отвода от него выхлопных газов при запуске двигателя в канале воздухозаборника установлена газоотводящая труба. Она отводит газы в атмосферу через люк на нижней поверхности мотогондолы двигателя.

Запуск двигателя полностью автоматизирован и осуществляется нажа­тием кнопки "Запуск". При этом двигатель автоматически выводится на режим малого газа. Запуск турбостарте­ра производится от наземных источников питания электростартером - малогабаритным электродвигателем. В качестве пускового топлива при запуске используется бензин Б-70 с добавлением 1% (по весу) масла, применяемого для смазки двигателя.

АМ-3 имеет, кроме системы запуска, систему смазки, систему топли­вопитания, систему противообледенения и систему отбора воздуха на над­дув гермокабин самолета, в противообледенительные системы самолета и самого двигателя.

Для смазки трущихся деталей каждый двигатель на самолете имеет свою самостоятельную масляную систему. Масло - МК-8 или трансформаторное.

На максимальном режиме при оборотах ротора двигателя 4650+25 об/мин тяга составляет 8750 кГ. Продолжительность непрерывной работы на нем не более 8 мин., а на номинальном режиме при оборотах 4350-50 об/мин  с тягой  7000 кГ - 2 часа.

Длина двигателя от крайней передней точки до среза сопла 5,38 м, максимальный диаметр 1,4 м, сухой вес 3100+2% кг.

Большое внимание силовой установке было уделено при модернизации самолета. Первые серийные Ту-16 оснащались турбореактивными двигателями ОКБ А.А.Микулина АМ-3. Затем были установлены улучшенные АМ-3 2-й и 3-й серий. Тяга двигателей всех серий - 8750 кГ.  Отличались они между собой увеличенным ресурсом и на­дежностью. Всеми работами по совершенствованию АМ-3 и созданию его новых модификаций занималось  ОКБ-16 под руководством Главного конструктора П.Ф.Зубца, образованное  решением правительства СССР в 1954 году в Казани для оказания по­мощи серийному заводу в освоении АМ-3 и для создания его новых модификаций. До этого П.Ф.Зубец был заместителем А.А.Микулина.

С 1956 года, после отстранения А.А.Микулина от руко­водства ОКБ-300, двигателям АМ-3 было присвоено обозначение РД-3.

РД-3М

В 1954 г. на основе АМ-3 был соз­дан двигатель АМ-3М (РД-3М) с увеличенной тя­гой и сниженным расходом топлива. На максимальном режиме тяга составила 9500+150 кГ, на номинальном - 7650 кГ. Удельный расход топлива снижен на 5…7%. Улучшение характеристик РД-3М получено при неизменных размерах двигателя в основном за счет увеличения числа оборотов ротора на 50…75 об/мин. и удлинения рабочих лопаток первых трех ступеней компрессора. Улучшен также запуск и увеличен ресурс двигателя - до 200 часов.

С ноября 1956 г. РД-3М внедрен в серию на обоих заводах. Его стали устанавливать на Ту-16 вместо АМ-3 всех серий. При этом существенно улучшились летные характеристики самолета: достигнута максимальная скорость 1050 км/час, потолок 15000 м, перегоночная дальность полета 7200 км.

РД-3М-500

С мая 1961 г. заводом в Казани выпускается новая модификация двигателя - РД-3М-500. Он представляет собой модификацию РД-3М, на котором внедрены мероприятия и конструктивные изменения, позволившие увеличить надежность и гаран­тийный ресурс двигателя до 500 часов, а в последующем до 2000 часов. Главной особенностью этого двигателя является применение "чрезвычайно­го режима" ("ЧР").  "ЧР" - это своего рода форсаж - увеличение тяги на 1000 кГ посредством дополнительной подачи топли­ва и увеличения оборотов двигателя на 200 об/мин. При этом тяга возрастает до 10500+200 кГ. "ЧР" - режим кратковременный и од­норазовый. Он включался на время не более двух минут, после чего двигатель подлежал снятию с самолета и отправке в ремонт. Режим "ЧР" разрешается применять при отказе одного из двигателей самолета на взлете.

В эксплуатации РД-3М и РД-3М-500 ряд лет находились параллельно. Проводилась большая работа по увеличению их ресурса, в результате чего он достиг 2000 часов - гарантийный ресурс до первого ремонта, и 4500 часов - общетехнический ресурс с несколькими ремонтами. В советском двигателестроении это было значительным достижением:  лишь единичные типы двигателей имели подобный ресурс. Постепенно двигатели РД-3М, выработавшие ресурс, снимались с экс­плуатации, а РД-3М-500, как более поздних лет выпуска, оставались. Происходило даже пополнение парка РД-3М-500 благодаря тому, что в начале 80-х годов стали снимать с эксплуатации самолеты Ту-104 и их двигатели передавали в ВВС после ремонта. К концу эксплуатации самолетов Ту-16 на них применялись только  РД-3М-500.

Применение реверса тяги

Турбореактивный двигатель с реверсом тяги РД-3МР

Схема реверса тяги двигателя РД-3МР

Для сокращения длины пробега самолета при посадке был разработан вариант двигателя с реверсивным устройством РД-3МР. В отли­чие от двигателя РД-3М на нем установлено новое, более длинное сопло с реверсивным устройством. К неподвижному корпусу сопла пристыковывается подвижное реактивное сопло с реверсивной решеткой. При включении реверса подвижное сопло сдвигалось назад и открывались решетки в нем. Внутри основного сопла поворачивались две горизонтальные пластины, отклоняв­шие поток газов в решетки. Первоначально обе пластины (верхняя и ниж­няя) отклонялись на 40о вперед к оси двигателя. Во втором варианте ниж­няя пластина отклонялась на 85о. Введена система управления реверсивным устройством и соответству­ющие агрегаты. Длина двигателя возросла до 6,484 м с включенным и до 5,884 м с выключенным реверсом. Вес РД-3МР увеличился до 3410 кг. Работы были прекращены после проведения серии экспериментов.

РД16-15

В 1955 г. в ОКБ П.Ф.Зубца для новой модификации самолета Ту-16Б создан двигатель РД16-15 (М16-15). Он представляет собой модификацию РД-3М в направлении увеличения тяги до 11300 кГ и существенного (на 15%) снижения удельного расхода топлива при практически тех же размерах. Основные конструктивные отличия от РД-3М:

  • в компрессор добавлена еще одна ступень (девятая) - на входе в компрессор;
  • запуск двигателя осуществляется от двух электрических стартер-генераторов вместо турбостартера. На основных режимах работы двигателя они используются как генераторы пос­тоянного тока, а при запуске - как электростартеры.

РД16-15 кроме Ту-16Б устанавливались в 1959 г. на новые опытные самоле­ты Ту-16К и Ту-104Е. В серийное производство двигатель не был принят, но выпускался на заводе в Казани малой партией для летных испытаний этих самолетов. Испытания двигатель прошел успешно. Первоначально он имел ресурс 100 часов и обозначался М16-15. После проведения мероприятий по увеличению его надежности ре­сурс был доведен до 300 часов, а двигатель получил обозначение РД16-15.






Hosted by uCoz