ДВС РОТОРНЫЙ EMDRIVE РАСКОКСОВКА HONDAВИДЫ

АМ-3. Ам 3 двигатель


АМ-3 Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. АМ. Для этого термина существует аббревиатура «РД», которая имеет и другие значения: см. РД. Тип Страна Использование Годы эксплуатации Применение Производство Конструктор Год создания Производитель Массогабаритные характеристики Сухая масса Длина Диаметр Рабочие характеристики Тяга Тяга взлётная Тяга крейсерская Компрессор Турбина Температура турбины Камера сгорания Степень повышения давления Расход воздуха Удельный расход топлива
АМ-3
турбореактивный
СССР СССР
с 1950 по настоящее время
Ту-16, Ту-104, М-4, Xian H-6
А. А. Микулин
1949-1950
Казанский завод № 16 (ныне ОАО КМПО) Shenyang Liming Aero Engine Co
3100 кг
5380 мм
1400 мм
7000 кгс
8759 кгс
6200 кгс
осевой 8-ступенчатый
осевая 2-ступенчатая
860 °C
трубчато-кольцевая, 14 жаровых труб
6,2
150 кг/с
0,93 для номинального режима, 1,0 для взлётного кг/кгс·ч
 АМ-3 на Викискладе

АМ-3 (РД-3) — турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А. А. Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 году. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель.

Применялся на самолётах типа Ту-16, Ту-104, М-4.

Выпускался в Китае по лицензии под названием WP-8[1]

После отстранения А. А. Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3.

Для отработки двигателя, начиная с февраля 1952 года применялась летающая лаборатория — переоборудованный самолёт Ту-4.

Государственные стендовые испытания двигателя АМ-3 зав. № 25-14 начались в ноябре 1952 года и уже 29 декабря председатель комиссии инженер-полковник Алексеев подписал акт об успешном завершении государственных испытаний двигателя. Решение о серийном производстве на

ruwikiorg.ru

АМ-3 — Википедия РУ

У этого термина существуют и другие значения, см. АМ. Для этого термина существует аббревиатура «РД», которая имеет и другие значения: см. РД.

АМ-3 (РД-3) — турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А. А. Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 году. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель.

АМ-3 Тип: Страна: Использование: Годы эксплуатации: Применение: Производство: Конструктор: Год создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Сухая масса: Длина: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Тяга взлётная: Тяга крейсерская: Компрессор: Турбина: Температура турбины: Камера сгорания: Степень повышения давления: Расход воздуха: Удельный расход топлива:
турбореактивный
СССР СССР
с 1950 по настоящее время
Ту-16, Ту-104, М-4, Xian H-6
А. А. Микулин
1949-1950
Казанский завод № 16 (ныне ОАО КМПО) Shenyang Liming Aero Engine Co
3100 кг
5380 мм
1400 мм
7000 кгс
8759 кгс
6200 кгс
осевой 8-ступенчатый
осевая 2-ступенчатая
860 °C
трубчато-кольцевая, 14 жаровых труб
6,2
150 кг/с
0,93 для номинального режима, 1,0 для взлётного кг/кгс·ч

Применялся на самолётах типа Ту-16, Ту-104, М-4.

Выпускался в Китае по лицензии под названием WP-8[1]

После отстранения А. А. Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3.

Для отработки двигателя, начиная с февраля 1952 года применялась летающая лаборатория — переоборудованный самолёт Ту-4.

Государственные стендовые испытания двигателя АМ-3 зав. № 25-14 начались в ноябре 1952 года и уже 29 декабря председатель комиссии инженер-полковник Алексеев подписал акт об успешном завершении государственных испытаний двигателя. Решение о серийном производстве на Казанском заводе № 16 было принято ещё до окончания госиспытаний.

Одновальный одноконтурный ТРД с осевым восьмиступенчатым компрессором, с перепуском воздуха за III ступенью, двухступенчатой турбиной и нерегулируемым соплом. Запуск производится от бензинового турбостартера С300-75. На двигателе стояли две коробки приводов — верхняя и нижняя.

Длина двигателя 5,38 м, диаметр 1,4 м, сухой вес 3100+2 % кг. На максимальном режиме, при оборотах ротора 4650+25 об/мин тяга двигателя составляет 8750 кГ. На номинальном режиме работы при оборотах 4350-50 об/мин тяга составляет 7000 кГ.

Первые двигатели имели ресурс 100 часов. В дальнейшем выпускались АМ-3 серии 2 и серии 3, с увеличенным ресурсом. Дальнейшей модификацией стал АМ-3М (РД-3М), с увеличенной мощностью, сниженным расходом топлива и ресурсом в 200 часов. Самой удачной стала модификация РД-3М-500, где уже был достигнут межремонтный ресурс 500, а затем и 2000 часов работы. Был введён так называемый «чрезвычайный режим» (ЧР), позволяющий кратковременно увеличить тягу, в случае отказа одного из двигателей при взлёте.

Топливо для двигателя — ТС-1, Т-1. Турбостартер работал на бензине Б-70.

http-wikipediya.ru

АМ-3 — википедия фото

У этого термина существуют и другие значения, см. АМ. Для этого термина существует аббревиатура «РД», которая имеет и другие значения: см. РД.

АМ-3 (РД-3) — турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А. А. Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 году. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель.

АМ-3 Тип: Страна: Использование: Годы эксплуатации: Применение: Производство: Конструктор: Год создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Сухая масса: Длина: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Тяга взлётная: Тяга крейсерская: Компрессор: Турбина: Температура турбины: Камера сгорания: Степень повышения давления: Расход воздуха: Удельный расход топлива:
турбореактивный
СССР СССР
с 1950 по настоящее время
Ту-16, Ту-104, М-4, Xian H-6
А. А. Микулин
1949-1950
Казанский завод № 16 (ныне ОАО КМПО) Shenyang Liming Aero Engine Co
3100 кг
5380 мм
1400 мм
7000 кгс
8759 кгс
6200 кгс
осевой 8-ступенчатый
осевая 2-ступенчатая
860 °C
трубчато-кольцевая, 14 жаровых труб
6,2
150 кг/с
0,93 для номинального режима, 1,0 для взлётного кг/кгс·ч

Применялся на самолётах типа Ту-16, Ту-104, М-4.

Выпускался в Китае по лицензии под названием WP-8[1]

После отстранения А. А. Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3.

Для отработки двигателя, начиная с февраля 1952 года применялась летающая лаборатория — переоборудованный самолёт Ту-4.

Государственные стендовые испытания двигателя АМ-3 зав. № 25-14 начались в ноябре 1952 года и уже 29 декабря председатель комиссии инженер-полковник Алексеев подписал акт об успешном завершении государственных испытаний двигателя. Решение о серийном производстве на Казанском заводе № 16 было принято ещё до окончания госиспытаний.

Одновальный одноконтурный ТРД с осевым восьмиступенчатым компрессором, с перепуском воздуха за III ступенью, двухступенчатой турбиной и нерегулируемым соплом. Запуск производится от бензинового турбостартера С300-75. На двигателе стояли две коробки приводов — верхняя и нижняя.

Длина двигателя 5,38 м, диаметр 1,4 м, сухой вес 3100+2 % кг. На максимальном режиме, при оборотах ротора 4650+25 об/мин тяга двигателя составляет 8750 кГ. На номинальном режиме работы при оборотах 4350-50 об/мин тяга составляет 7000 кГ.

Первые двигатели имели ресурс 100 часов. В дальнейшем выпускались АМ-3 серии 2 и серии 3, с увеличенным ресурсом. Дальнейшей модификацией стал АМ-3М (РД-3М), с увеличенной мощностью, сниженным расходом топлива и ресурсом в 200 часов. Самой удачной стала модификация РД-3М-500, где уже был достигнут межремонтный ресурс 500, а затем и 2000 часов работы. Был введён так называемый «чрезвычайный режим» (ЧР), позволяющий кратковременно увеличить тягу, в случае отказа одного из двигателей при взлёте.

Топливо для двигателя — ТС-1, Т-1. Турбостартер работал на бензине Б-70.

org-wikipediya.ru

АМ-3 - Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

У этого термина существуют и другие значения, см. АМ. Для этого термина существует аббревиатура «РД», но под ней могут пониматься и другие значения — см. РД. АМ-3 Тип: Страна: Использование: Годы эксплуатации: Применение: Производство: Конструктор: Год создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Сухая масса: Длина: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Тяга взлётная: Тяга крейсерская: Компрессор: Турбина: Температура турбины: Камера сгорания: Степень повышения давления: Расход воздуха: Удельный расход топлива:
турбореактивный
СССР СССР
с 1950 по настоящее время
Ту-16, Ту-104, М-4, Xian H-6
А. А. Микулин
1949-1950
Казанский завод № 16 (ныне ОАО КМПО)Shenyang Liming Aero Engine Co
3100 кг
5380 мм
1400 мм
7000 кгс
8759 кгс
6200 кгс
осевой 8-ступенчатый
осевая 2-ступенчатая
860 °C
трубчато-кольцевая, 14 жаровых труб
6,2
150 кг/с
0,93 для номинального режима, 1,0 для взлётного кг/кгс·ч

АМ-3 (РД-3) — турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в под руководством Главного конструктора А. А. Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 году. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель.

Применялся на самолётах типа Ту-16, Ту-104, М-4.

Выпускался в Китае по лицензии под названием WP-8[1]

После отстранения А. А. Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3.

Разработка[ | ]

Для отработки двигателя, начиная с февраля 1952 года применялась летающая лаборатория — переоборудованный самолёт Ту-4.

Государственные стендовые испытания двигателя АМ-3 зав. № 25-14 начались в ноябре 1952 года и уже 29 декабря председатель комиссии инженер-полковник Алексеев подписал акт об успешном завершении государственных испытаний двигателя. Решение о серийном производстве на Казанском заводе № 16 было принято ещё до окончания госиспытаний.

Конструкция[ | ]

Одновальный одноконтурный ТРД с осевым восьмиступенчатым компрессором, с перепуском воздуха за III ступенью, двухступенчатой турбиной и нерегулируемым соплом. Запуск производится от бензинового турбостартера С300-75. На двигателе стояли две коробки приводов — верхняя и нижняя.

Длина двигателя 5,38 м, диаметр 1,4 м, сухой вес 3100+2 % кг. На максимальном режиме, при оборотах ротора 4650+25 об/мин тяга двигателя составляет 8750 кГ. На номинальном режиме работы при оборотах 4350-50 об/мин тяга составляет 7000 кГ.

Первые двигатели имели ресурс 100 часов. В дальнейшем выпускались АМ-3 серии 2 и серии 3, с увеличенным ресурсом. Дальнейшей модификацией стал АМ-3М (РД-3М), с увеличенной мощностью, сниженным расходом топлива и ресурсом в 200 часов. Самой удачной стала модификация РД-3М-500, где уже был достигнут межремонтный ресурс 500, а затем и 2000 часов работы. Был введён так называемый «чрезвычайный режим» (ЧР), позволяющий кратковременно увеличить тягу, в случае отказа одного из двигателей при взлёте.

Топливо для двигателя — ТС-1, Т-1. Турбостартер работал на бензине Б-70.

Примечания[ | ]

Литература[ | ]

Ссылки[ | ]

encyclopaedia.bid

АМ - это... Что такое АМ?

Рис. 1. Поршневой двигатель жидкостного охлаждения АМ-34.

АМ — марка авиационных двигателей, созданных под руководством А. А. Микулина (см. Московское научно-производственное объединение «Союз»). Двигатели, разработанные по руководством его преемников С. К. Туманского, затем О. Н. Фаворского, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице 1 и 2.

Основанию опытного КБ Микулина (опытного завода № 300) предшествовали работы по созданию ряда авиационных поршневых двигателей, проведенные под его руководством в ЦИАМ и на заводе им. М. В. Фрунзе. В 1929—31 был разработан и запущен в серийное производство двигатель М-34 (рис. 1). С августа 1936 М-34 получил обозначение АМ-34 (по первым буквам имени и фамилии конструктора). М-34 — первый поршневой двигатель жидкостного охлаждения отечественной конструкции, послуживший в дальнейшем прототипом серийных двигателей АМ-34Р, АМ-34РН, АМ-35А, АМ-38Ф и АМ-42 мощностью от 603 до 1470 кВт. В 1937 на самолётах АНТ-25 с АМ-34Р экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили дальние беспосадочные перелёты через Северный полюс в США. Кроме того, были созданы двигатели АМ-37, АМ-39, АМ-40 и АМ-43НВ мощностью от 1030 до 1690 кВт, но в связи с военным временем они серийно не выпускались. В 1943—46 велись также работы по повышению высотности и экономичности поршневых двигателей семейства АМ.

С 1946 опытное КБ начинает работать в новом направлении, связанном с проектированием и созданием турбореактивных двигателей. Первый из них АМТКРД-01 (рис. 2) в 1948 успешно выдержал государственные 25-часовые стендовые испытания.

Сразу были начаты работы по его модификации. В 1949 АМРД-02 с тягой, увеличенной до 41,7 кН, успешно прошёл государственные стендовые испытания. Принципиальные схемы двигателей аналогичны. С целью уменьшения массы и длины двигателей трубчато-кольцевая камера сгорания выполнена противоточной.

Восьмиступенчатый осевой компрессор (на АМРД-02— девятиступенчатый) приводился во вращение одноступенчатой турбиной. Была разработана конструкция соединения дисков компрессора с валом посредством шлицов, боковые поверхности которых направлены по радиусу. На АМТКРД-01 установлено регулируемое реактивное сопло с электроприводом, на АМРД-02 — нерегулируемое. Запуск двигателей производился воздушным стартером типа ротационной воздуходувки. В 1948—49 двигатели проходили лётные испытания на опытном самолёте.

В 1949 было начато проектирование самого мощного в мире для того времени турбореактивного двигателя АМ-3 (рис. 3). В 1952 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в крупносерийное производство. Это был первый отечественный серийный турбореактивный двигатель большой тяги. На двигателе установлены: восьмиступенчатый осевой компрессор, созданию которого предшествовала экспериментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребрённых стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера мощностью 65—75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.

Одна из особенностей АМ-3 — компрессор с дозвуковыми высоконапорными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200—210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Впервые было введено регулирование компрессора перепуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесён слой талька с графитом. В модификациях АМ-3 (двигатели РД-ЗМ, РД-ЗМ-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрезвычайном режиме до 104 кН).

Дальнейшее совершенствование проектируемых узлов и двигателей, их оптимизация и повышение надёжности требовали проведения теоретических и экспериментальных исследований. Руководил этими работами в опытном КБ Б. С. Стечкин. В 1950 на опытном заводе исследовали влияние размеров турбореактивных двигателей на его массу. Было установлено, что для подобных в газодинамическом и конструктивном отношении турбореактивных двигателей удельная масса существенно снижается при уменьшении (до определенных пределов) размеров двигателя. В 1950 в соответствии с результатами этих исследовании спроектирован турбореактивный двигатель АМ-5. Двигатель имел удельную массу 0,0227 кг/Н, что было в полтора раза ниже, чем у существовавших в то время отечественных и зарубежных турбореактивных двигателей. На АМ-5 установлены восьмиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Система автоматического регулирования обеспечивала управление двигателем только путем перестановки основного рычага управления двигателем. Применена автономная масляная система, состоящая из масляного бака с маятниковым заборником и топливомасляного радиатора, размешенных на двигателе. В системе смазки в один агрегат включены нагнетающий насос, фильтр, предохранительный, обратный и редукционный клапаны, что сократило число трубопроводов, снизило массу и увеличило надёжность масляной системы. Использован стартер-генератор. Для электрического запуска разработана автоматическая двухскоростная передача с двумя обгонными муфтами — роликовой и кулачковой. В 1952 были начаты работы по созданию турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДФ) РД-9Б (рис. 4) для сверхзвукового истребителя. При его проектировании использован опыт отработки конструкции отдельных узлов АМ-5. Двигатель имел трубчато-кольцевую камеру сгорания (девять прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двухступенчатую турбину, форсажную камеру с трёхпозиционным соплом. Особенностью двигателя был высоконапорный девятиступенчатый осевой компрессор со сверхзвук, первой ступенью, применение которой увеличило производительность и напор компрессора. При его доводке проведены исследования с целью согласования сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью и обеспечения устойчивой работы компрессора на всех режимах. РД-9Б был первым отечественным двигателем со сверхзвуковой ступенью компрессора, запущенным в крупносерийное производство. На двигателе установлен регулятор управления лентой перепуска воздуха из компрессора по приведённой частоте вращения. Разработана надёжная и простая система дозировки топлива. Установлен топливомасляный агрегат, состоящий из маслоблока и топливомасляного теплообменника, что явилось прогрессивным шагом на пути объединения элементов системы смазки. Применён двухскоростной привод стартера-генератора, что обеспечило повышение крутящего момента примерно в 4 раза в стартерном режиме и получение необходимой частоты вращения в генераторном режиме. Обеспечен карбюраторный розжиг форсажной камеры. В 1956 проведены работы по форсированию РД-9Б. В модификации РД-9Ф тяга увеличена до 37,3 кН.

Анализ путей развития и работы двигателей, выполненных по одновальной схеме (с учётом необходимости специального регулирования многоступенчатых высоконапорных компрессоров для обеспечения их газодинамической устойчивости), привёл к принципиально новому в то время направлению проектирования двигателей по двухвальной схеме. Опыт создания отдельных сверхзвуковых ступеней компрессора позволил перейти к решению более сложной задачи — обеспечению их совместной работы в многоступенчатом компрессоре, что давало возможность сократить число ступеней, уменьшить массу, габаритные размеры и трудоёмкость изготовления компрессора. В 1953 начато проектирование турбореактивного двигателя с форсажной камерой Р11-300 (рис. 5). В 1958 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в серийное производство. На двигателе применены шестиступекчатый осевой компрессор, трубчато-кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактивным соплом. Компрессор содержит по три высоконапорных сверхзвуковых (околозвуковых) ступени каскадов низкого и высокого давления. С помощью компрессора обеспечена устойчивая работа двигателя на всех режимах (без использования механизации компрессора), расширен диапазон крейсерских режимов и улучшена экономичность на глубоких (при малой тяге) крейсерских режимах. В двигателе отсутствуют выносные опоры. Вместо традиционного переднего корпуса компрессора применено консольное крепление первой ступени к ротору. Этим сделан шаг к внедрению модульной конструкции (в случае повреждения в эксплуатации первая ступень легко заменяется), Рабочие лопатки второй ступени бандажированы с целью исключения резонансных колебаний. Снижена общая масса двигателя, упрощена противообледенительная система.

При создании двигателя теоретически разработаны и применены основные принципы регулирования двухзальных турбореактивных двигателей с форсажной камерой, что обеспечило получение оптимальных высотно-скоростных характеристик, простоту и надёжность эксплуатации двигателя. Применение ограничителя частоты вращения ротора высокого давления позволило ограничить для любых режимов работы и климатических условий максимально допустимую температуру газа перед турбиной. Система охлаждения масла автономная. Для обеспечения работы масляной системы в высотных условиях на центробежный суфлёр поставлен баростатический клапан, с помощью которого поддерживается постоянное давление в масляных полостях двигателя. Надёжный запуск двигателя на всех высотах и режимах полёта обеспечивается подпиткой воспламенителя кислородом.

В крупносерийном производстве выпускалось несколько модификаций двигателя (Р11Ф-300, РПФ2-300 и др.). В ходе модификации его тяга была повышена до 60,5 кН. Благодаря высоким удельным параметрам, малым удельной массе и габаритам в сочетании с относительно малой трудоёмкостью изготовления и хорошими эксплуатационными качествами двигатели типа Р11-300 нашли широкое применение.

В 1959—61 создан малоразмерный турбореактивный двигатель РУ19-300 упрощенной конструктивной схемы для двухместного учебного и одноместного спортивного самолётов Як-30 и Як-32. В 1966—70 проведена доработка двигателя с целью использования его в качестве вспомогательной силовой установки на самолёте Ан-24. Применены семиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло. Двигатель технологичен в производстве, выпускается с гарантийным ресурсом 1,5 тыс. часов.

В 1967—74 создан подъёмно-маршевый турбореактивный двигатель Р27В-300 (рис. 6), который устанавливается на самолёт вертикального взлета и посадки Як-38. Двигатель спроектирован по двухвальной схеме и состоит из 11-ступенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого давления) с циркуляционным перепуском воздуха над лопатками первого рабочего колеса, кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками сопловых аппаратов и рабочими лопатками первой ступени, криволинейного реактивного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводимыми во вращение двумя гидродвигателями с рессорной синхронизацией, автономной системы смазки с замкнутой циркуляцией, системы топливной автоматики, электрической автоматической системы запуска, бортовой и наземной системы контроля. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта. Высокая газодинамическая устойчивость позволяет двигателю надёжно работать в экстремальных условиях по уровню неравномерности температур и пульсаций воздуха на входе. Конструкция двигателя обеспечивает устойчивую работу силовой установки при применении бортового оружия.

Одновременно в опытном КБ велась разработка двигателя для самолётов, у которых основным режимом является полёт с высокими сверхзвуковыми скоростями. Особенность такого двигателя — умеренная степень повышения давления в компрессоре, позволяющая получить оптимальные тяговые характеристики при больших скоростях полёта. Двигатель был выполнен по одновальной схеме, имел пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину, форсажный контур с двухстворчатым регулируемым соплом, снижающим внешние потери. Автоматическое регулирование режимов работы осуществлялось электронной аппаратурой.

Дальнейшее совершенствование турбореактивных двигателей ведётся в направлении повышения удельных параметров, температуры газа перед турбиной, эффективности узлов, снижения трудоёмкости изготовления. Проводится анализ различных принципиальных схем и поиска новых прогрессивных конструктивных и технологических решений.

О. Н. Фаворский, Ю. И. Гусев.

Таблица 1. Поршневые двигатели конструкции А. А. Микулина.

Основные данныеМ-34М-34Н, ‑Р, ‑ФРНАМ-35ААМ-3ВФАМ-42
Начало серийного производства, год19321934194019411944
Мощность, кВт588603—88399312901470
Применение (летательные аппараты)ТБ-3,АНТ-25,МБР-2ТБ-3,ТБ-4,АНТ-20,АНТ-25МиГ-1,МиГ-3,Пе-8Ил-2Ил-10

Таблица 2. Турбореактивные двигатели Московского научно-производственного объединения «Союз».

Основные данныеАМТКРД-01АМРД-02АМ-3АМ-5РД-9БР11-300РУ 19-300Р27В-300
Начало серийного производства, годОпытныйОпытный19521953195519581970—
Тяга, кН32,441,785,319,632,4498,8366,6
Масса, кг17201675310044570010402251350
Диаметр, м1,3651,381,40,670,660,8250,551,012
Длина, м3,083,65,382,775,564,61,733,706
Удельный расход топлива, кг/(Н·ч):
      на форсажном режиме————0,1630,203——
      на крейсерском режиме0,1240,1010,0950,090,090,0960,12—
Расход воздуха, кг/с657515037,543,364,516—
Степень повышения давления456,25,87,58,64,6—
Температура газа перед турбиной, К1125112511301130115011751150—
Применение (летательные аппараты)  Ту-16,М-4,Ту-104Як-25МиГ-19,Як-27РМиГ-21,Як-28Р,Як-28БЯк-25РВ,Су-15Як-30,Як-32,Ан-24,Ан-26Як-38

Рис. 2. Турбореактивный двигатель АМТКРД-01.

Рис. 3. Турбореактивный двигатель АМ-3.

Рис. 4. Турбореактивный двигатель РД-9Б с форсажной камерой.

Рис. 5. Турбореактивный двигатель Р11-300 с форсажной камерой.

Рис. 6. Подъёмно-маршевый турбореактивный двигатель Р27В-300.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru