| 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 (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.
| 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 (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.
| 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
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.| 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.
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.
encyclopaedia.bid
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 192931 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 194346 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 194849 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 6575 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 200210 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 195961 создан малоразмерный турбореактивный двигатель РУ19-300 упрощенной конструктивной схемы для двухместного учебного и одноместного спортивного самолётов Як-30 и Як-32. В 196670 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 196774 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 данные | М-34 | М-34Н, ‑Р, ‑ФРН | АМ-35А | АМ-3ВФ | АМ-42 |
| Начало серийного производства, год | 1932 | 1934 | 1940 | 1941 | 1944 |
| Мощность, кВт | 588 | 603883 | 993 | 1290 | 1470 |
| Применение (летательные аппараты) | ТБ-3,АНТ-25,МБР-2 | ТБ-3,ТБ-4,АНТ-20,АНТ-25 | МиГ-1,МиГ-3,Пе-8 | Ил-2 | Ил-10 |
Таблица 2. Турбореактивные двигатели Московского научно-производственного объединения «Союз».
| Основные данные | АМТКРД-01 | АМРД-02 | АМ-3 | АМ-5 | РД-9Б | Р11-300 | РУ 19-300 | Р27В-300 |
| Начало серийного производства, год | Опытный | Опытный | 1952 | 1953 | 1955 | 1958 | 1970 | |
| Тяга, кН | 32,4 | 41,7 | 85,3 | 19,6 | 32,4 | 49 | 8,83 | 66,6 |
| Масса, кг | 1720 | 1675 | 3100 | 445 | 700 | 1040 | 225 | 1350 |
| Диаметр, м | 1,365 | 1,38 | 1,4 | 0,67 | 0,66 | 0,825 | 0,55 | 1,012 |
| Длина, м | 3,08 | 3,6 | 5,38 | 2,77 | 5,56 | 4,6 | 1,73 | 3,706 |
| Удельный расход топлива, кг/(Н·ч): | ||||||||
| на форсажном режиме | | | | | 0,163 | 0,203 | | |
| на крейсерском режиме | 0,124 | 0,101 | 0,095 | 0,09 | 0,09 | 0,096 | 0,12 | |
| Расход воздуха, кг/с | 65 | 75 | 150 | 37,5 | 43,3 | 64,5 | 16 | |
| Степень повышения давления | 4 | 5 | 6,2 | 5,8 | 7,5 | 8,6 | 4,6 | |
| Температура газа перед турбиной, К | 1125 | 1125 | 1130 | 1130 | 1150 | 1175 | 1150 | |
| Применение (летательные аппараты) | Ту-16,М-4,Ту-104 | Як-25 | МиГ-19,Як-27Р | МиГ-21,Як-28Р,Як-28БЯк-25РВ,Су-15 | Як-30,Як-32,Ан-24,Ан-26 | Як-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
