| Ту-134 (базовая модификация Д-30) вертолёт В-12М (Д-30В, проект)Ту-154 и Ил-62 (Д-30КУ) | ||||||||||||||||
| Д-30КУ, Д-30Ф-6 | ||||||||||||||||
| ОКБ П. А. Соловьёва | ||||||||||||||||
| 1963 | ||||||||||||||||
| Пермский моторный завод (Д-30)НПО «Сатурн»(Д-30КУ/КП/КП-2/КУ-154) | ||||||||||||||||
| ПС-30 | ||||||||||||||||
| 1967—по н.в. (2012) | ||||||||||||||||
| 8000 (только базовая модификация) | ||||||||||||||||
| Д-30КУ, Д-30КУ-154, Д-30КП, Д-30КП-2, Д-30КП-3, Д-30Ф-6 | ||||||||||||||||
| 1944 кг | ||||||||||||||||
| 1765 кг | ||||||||||||||||
| 3984 мм | ||||||||||||||||
| 4734 мм | ||||||||||||||||
| 1050 мм | ||||||||||||||||
| 6934 кгс | ||||||||||||||||
| 1450 кгс | ||||||||||||||||
| 1316 °C | ||||||||||||||||
| Разрез Д-30КП | |
| Разрез Д-30КП-3 Бурлак | |
| Разрез Д-30КУ | |
| Несколько схем Д-30Ф6 |
На базе Д-30 было разработано несколько модификаций:
Базовая модель, устанавливаемая на Ту-134 неоднократно модернизировалась без изменения названия модели. В связи с этим различают 3 серии базового двигателя Д-30. Сравнение серий приводится в таблице.
| Тяга, кгс: — взлетный режим TH= +15 °C ,PH = 730 мм рт.ст.,H = 0— крейсерский режим Н = 11 км, М = 0,8 | 68001300 | 6934 (68 кН)1450 | 68001300 |
| Удельный расход топлива, кг/кгс ч | 0,770 | 0,775 | 0,790 |
| Удельный расход масла не более, кг/ч | 1 | 1 | 1 |
| Температура воздуха у земли для запуска и работы, оС | -50…+50 | -50…+50 | -50…+50 |
| Длина двигателя, мм | 3984 | 4734 | 4836 |
| Диаметр вентилятора по концам рабочих лопаток, мм | 1050 | 1050 | 1050 |
| Сухая масса, кг | 1550 | 1765 | 1810 |
| Поставочная масса, кг | 1712 | 1944 | 1980 |
| Год начала эксплуатации на пассажирских перевозках | 1967 | 1970 | 1982 |
| Устанавливается на самолеты | Ту-134 | Ту-134А | Ту-134А-3, Ту-134Б-3 |
| Тяга, кгс: — взлетный режим— крейсерский режим | 120002750 | 120002750 | 13000 |
| Степень двухконтурности | 2,36 | 2,24 | |
| Удельный расход топлива, кг/кгс ч: — взлетный режим— крейсерский режим | 0,50,7 | 0,5100,705 | 0,4040,645 |
| Длина двигателя, мм | 5448 | 5734 | |
| Диаметр вентилятора, мм | 1560 | ||
| Масса двигателя, кг | 2640 | 2650 |
Всего за время производства было изготовлено около 8000 двигателей.
• Пермский моторный завод — Турбореактивный двухконтурный авиадвигатель Д-30
• НПО Сатурн — продукция
| В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.Эта отметка установлена 13 мая 2011. |
| АИ-4Г (АИ-4В) · АИ-10 · АИ-14 · АИ-26 · АМ-34 · АМ-35 · АМ-37 · АМ-38 · АМ-39 · АМ-42 · АН-1 · АЧ-30 · АШ-21 · АШ-62 · АШ-73 · АШ-82 · АШ-83 · АШ-2 · ВАЗ-416 · ВАЗ-426 · ВАЗ-526 · ВД-4К · ДН-200 · М-1 · М-2 · М-3 · М-5 · М-11 · М-15 · М-17 · М-22 · М-25 · М-32 · М-40 · М-62 · М-63 · М-71 · М-85 · М-86 · М-87 · М-88 · М-89 · М-100 · М-103 · М-105 (ВК-105) · М-106 (ВК-106) · М-107 (ВК-107) · ВК-108 · М-224 · М-250 · М-251ТК · М-501 · МБ-100 · МГ-31 · ММ-1 · П-032 | ||||||||||||||||
| АЛ-7 · АЛ-21 (АЛ-21Ф-3) · АМ-3 (РД-3) · ВД-7 (РД-7) · ВК-1 (РД-45) · РД-9 (АМ-9) · РД-36 · РД-41 · РД-60 · РД-500 · Р-11-300 · Р-13 · Р-15 · Р-25-300 · Р27В-300 · Р28В-300 · Р-29-300 · Р-35 · Р-95Ш · Р-195 · ТР-1 | ||||||||||||||||
| ||||||||||||||||
| АИ-20 · АИ-20М · АИ-24 · АИ-450 · ВК-2 · ВК-1300 · ГТД-350 · Д-25 · Д-27 · Д-136 · Д-236 · НК-12 · РД-600 · ТВа-3000 · ТВ2-117 · ТВ3-117 · ТВ7-117 · ТВД-10 · ТВД-20 · ТВД-150 · ТВ-0-100 · ГТД-3 · ТВД-1500 · ТВ-Д · ТВ-О · ТВ-128 | ||||||||||||||||
| АИ-8 · АИ-9 · АИ-450-МС · ВГТД-2 · ВГТД-43 · ВСУ-10 · ГТД-1 · ГТД-5 · ГТДЭ-117 · РУ-19А-300 · ТА-4ФЕ · ТА-6 · ТА-8 · ТА-12 · ТА-14 · ТА18-100 |
| ||||
| Мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель • Гиперзвуковые прямоточные | ||||
| Степень двухконтурности • Авторотация • Помпаж | ||||
| Форсажная камера | ||||
| См. также: Газотурбинные двигатели | ||||
Д-30 (двигатель) Информация Видео
Д-30 (двигатель) что, Д-30 (двигатель) кто, Д-30 (двигатель) объяснение
There are excerpts from wikipedia on this article and video
www.turkaramamotoru.com
Двухконтурный двухвальный двигатель Д-30 I серии с 1966 по 1977 гг. устанавливался на пассажирские самолеты Ту-134. Д-30 II серии с реверсивным устройством для самолета Ту-134А вошел в эксплуатацию в 1969 г. и выпускался до 1987 г. С 1982 г. на Ту-134А, Ту-134А-3 и Ту-134Б-3 эксплуатируется Д-30 III серии с “нулевой” ступенью компрессора низкого давления. Д-30 серийно производился в ОАО "Пермские моторы", где выпущено около 2500 двигателей трех серий. Ремонт Д-30 осуществляется в ОАО "Быковский авиаремонтный завод", ООО “АВиС Моторс”. Компрессор низкого давления состоит из 4 ступеней (на Д-30 III серии - 5 ступеней). Степень сжатия КНД 2,65. Компрессор высокого давления состоит из 10 ступеней и имеет степенью сжатия 7,1. Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с 12 жаровыми трубами. Турбина высокого давления состоит из 2 ступеней. Первая ступень (статор и ротор) охлаждаемая. Турбина низкого давления - 2 ступени. Сопло со смешением потоков внешнего и внутреннего контуров (лепестковые смесители). Д- 30 II серии оснащен двустворчатым реверсивным устройством. Топливо – Т-1, ТС-1 Масло – МК-8, МК-8П Двигатель оборудован противообледенительным системой, системой пожаротушения в обоих контурах, детектором вибраций корпуса, системой контроля масла, системой контроля температуры выхлопных газов (на взлетном режиме - до 620°С, на крейсерском - до 630°С, не более 5 минут). Для запуска двигателя применяется пневматический стартер СТМ-10, работающий от наземного питания. В эксплуатации находятся, в основном, двигатели II и III серии, причем двигатели III серии составляют 3/4 от общего количества двигателей. Из общего количества двигателей находятся на крыле 40% двигателей. Отработали межремонтные ресурсы и ре- сурс до первого ремонта 60% двигате- лей и находятся в составе ремфонда. Около 2% Д-30 находятся в резерве. 90% двигателей прошли ремонт. Основная доля парка Д-30 имеет нара- ботку, приближающуюся к установлен- ному назначенному ресурсу 19000 ча- сов (11400 циклов). ОАО "Быковский авиаремонтный за- вод" совместно с ОАО "Авиадвигатель", ОАО "Пермские моторы" и ГосНИИ ГА проведен комплекс работ по увеличе- нию назначенного ресурса до 21000 часов (12600 циклов).
Гарантийный ресурс до первого ремонта 3000 часов (1800 циклов)
Ресурс до первого ремонта по техническому состоянию (Д-30 II серии) 3500 часов (2100 циклов)
Ресурс до первого ремонта (Д-30 III серии) 4500 часов (2700 циклов)
Гарантийный межремонтный ресурс 3000 часов (1800 циклов)
Межремонтный ресурс по техническому состоянию 3500 часов (2100 циклов)
Назначенный ресурс 19000 часов (11400 циклов)
Календарный срок службы 8 лет.
Dв = 963 мм
Lдв. = 3983 мм
Д-30 I серии
Рвзл. = 6800 кгс
Ркр. = 1600 кгс (Н = 11000 м, Vп = 800 км/ч)
Суд.взл. = 0,62 кг/кгс.ч
Суд.кр. = 0,786 кг/кгс.ч
nкнд взл. = 7750 об./мин.
nквд взл. = 11600 об./мин.
mвзл. = 1,0
Тг взл. = 1347 К
Gв взл. = 126 кг/с
πк взл. = 18,65
Мдв. = 1550 кг
Lдв. = 3983 мм
Dдв. = 963 мм
Дата ГСИ 1966 г.
Д-30 II серии
Рвзл. = 6800 кгс
Ркр. = 1600 кгс
Робр.max = 2500 кгс
Суд.взл. = 0,605 кг/кгс.ч
Суд.кр. = 0,786 кг/кгс.ч
mвзл. = 1,0
Тг взл. = 1357 К
Gв взл. = 127 кг
Мдв. = 1768 кг
Дата ГСИ 1969 г.
Д-30 III серии
Рвзл. = 6930 кгс
Ркр. = 1600 кгс
Суд.взл. = 0,610 кг/кгс.ч
Суд.кр. = 0,793 кг/кгс.ч
mвзл. = 0,843
Тг взл. = 1330 К
Gв взл. = 128 кг/с
Мдв. = 1809 кг
Дата ГСИ 1981 г.
www.propulsionplant.ru
Двигатель Д-30Ф6 — турбореактивный, двухконтурный, двухвальный, с общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом.
Разработан ОАО «Авиадвигатель», устанавливается на сверхзвуковой истребитель-перехватчик МиГ-31. Серийно производится и ремонтируется ОАО «Пермские моторы». Силовая установка самолета состоит из двух двигателей, имеющих отдельные воздухозаборники.В середине 60-х годов 20 века появились новые образцы стратегического и наступательного вооружения: крылатые ракеты способные лететь на сверхмалых высотах огибая рельеф поверхности земли, высотные и высокоскоростные разведывательные самолеты, стратегические бомбардировщики и другие типы оружия. Для защиты от этих и других угроз протяженных границ СССР потребовался самолет с возможностью обнаружения и перехвата целей начиная с малых высот и заканчивая 30 километрами, на скоростях до 4000км/ч, который мог нести различные типы ракет для перехвата и уничтожения воздушных целей на предельно малых, малых, средних и больших высотах, сопровождать одновременно несколько целей. Кроме всего прочего, в связи с малой плотностью ПВО и аэродромов на дальнем востоке и севере страны самолет должен был обладать большим радиусом действия.
Для такого уникального по своим свойствам самолета требовался не менее уникальный двигатель большой мощности при высокой экономичности. Сделать этот двигатель, было поручено Пермскому моторостроительному конструкторскому бюро или сокращенно МКБ (сейчас ОАО «Авиадвигатель») под руководством П. А. Соловьева. Соловьев решил делать двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков внешнего и внутреннего контуров двигателя.
В то время нашлось немало противников такой схемы, так как двигателей по такой схеме еще не производилось.
Первоначально был создан двигатель-демонстратор на основе серийного двигателя Д-30, оснащенного форсажной камерой. После ряда испытаний на стенде ЦИАМ, стала очевидна правильность выбора схемы двигателя, и в 1970г[1] МКБ приступило к разработке двигателя Д-30Ф6, для истребителя-перехватчика. Прототип самолета с этим двигателем поднялся в воздух в 1975 году[2].
Двигатель имеет уникальные высотно-скоростные характеристики, обеспечивая максимальную скорость самолета 3000 км/ч и скорость у земли 1500 км/ч.
Высокие параметры двигателя позволяют самолету МиГ-31 иметь высокую маневренность, большую дальность, уникальную скороподъемность и значительное превосходство в воздухе
Двигатель Д-30Ф6 - модульной конструкции, выполнен из 7 модулей. Все модули (кроме базового) могут быть заменены в эксплуатации. Модули двигателя:
Надежность двигателя обеспечивается системами защиты, дублирования и раннего обнаружения неисправностей:
Электронно-гидравлическая система автоматического регулирования двигателя в случае отказа электронной системы дублируется гидравлической системой, обеспечивающей безопасность полета и выполнение задания. Конструкция двигателя обеспечивает возможность параметрического контроля его состояния на самолете. Для оценки состояния деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации конструкция двигателя предусматривает осмотр всех рабочих лопаток компрессора и турбины, а также сопловых лопаток I и II ступеней турбины. В случае попадания посторонних предметов в газовоздушный тракт двигателя конструкция позволяет производить замену в эксплуатации, как отдельных поврежденных лопаток 1 ступени компрессора, так и всего модуля компрессора низкого давления.
| Тяга, кгс | 9500 |
| Удельный расход топлива, кг/кгс ч | 0,72 |
| Тяга, кгс | 15500 |
| Удельный расход топлива, кг/кгс ч | 1,9 |
| Максимальная скорость полета, Мп | 2,83 |
| Максимальная температура газа перед турбиной, К | 1660 |
| Сухая масса двигателя, кг | 2416 |
dic.academic.ru
▲ ГЛАВНАЯ СТРАНИЦА ▲
Лозицкий Л. П., Авдошко М. Д., Березлев В. Ф., Гвоздецкий И. И., Иваненко А. А., Молочнов М. А., Ступников Л. П., Худько М. И. Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации)
|
|
Аннотация издательства: В книге описаны конструкции узлов и работа функциональных систем авиационных двухконтурных двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Приведены краткие сведения по теории и особенностям организации рабочего процесса ТРДД. Описание узлов и систем двигателей завершается сведениями об опыте их эксплуатации в подразделениях гражданской авиации. Книга предназначена для инженерно-технических работников эксплуатационных подразделений Министерства гражданской авиации, осваивающих эксплуатацию двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Она может быть полезна также студентам высших и средних учебных заведений МГА. Табл. 3, ил. 201, список лит. 6 назв.
Книга в формате DjVu 4169 кб
Невыправленный текст в формате TXT 922 кб
ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (стр. 3) Глава 1. Основные положения теории авиационных двухкоитурных турбореактивных двигателей (стр. 5) 1.1. Схема и принцип действия авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (стр. 5) 1.2. Изменение параметров газового потока (стр. 6) 1.3. Рабочий процесс в двухконтурном турбореактивном двигателе (стр. 7) 1.4. Основные параметры и коэффициенты полезного действия ТРДД (стр. 10) 1.5. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на удельные параметры ТРДД (стр. 11) 1.6. Дроссельные, высотные и скоростные характеристики ТРДД (стр. 13) Глава 2. Надежность авиационных двигателей (стр. 15) 2.1. Основные определения надежности (стр. 15) 2.2. Количественные показатели надежности (стр. 16) 2.3. Надежность двигателей в эксплуатации (стр. 17) Глава 3. Общие сведения о двигателях Д-30КУ и Д-30КП (стр. 18) 3.1. Конструктивные особенности (стр. 18) 3.2. Основные технические данные ТРДД Д-30КУ и Д-30КП (стр. 20) 3.3. Эксплуатационные режимы работы двигателей (стр. 25) 3.4. Эксплуатационные характеристики двигателей (стр. 27) Глава 4. Компрессор двигателя (стр. 29) 4.1. Принцип работы осевого компрессора (стр. 29) 4.2. Неустойчивая работа (помпаж) компрессора и способы ее предотвращения (стр. 31) 4.3. Основные узлы компрессора. Действующие на них нагрузки (стр. 34) 4.4. Компрессор низкого давления (стр. 35) 4.5. Компрессор высокого давления (стр. 43) 4.6. Опыт эксплуатации компрессора (стр. 54) Глава 5. Разделительный корпус (стр. 55) 5.1. Описание кинематической схемы приводов (стр. 55) 5.2. Разделительный корпус (стр. 56) 5.3. Центральный привод (стр. 57) 5.4. Передняя коробка приводов (стр. 59) 5.5. Задняя коробка приводов (стр. 60) Глава 6. Камера сгорания (стр. 63) 6.1. Краткие сведения о рабочем процессе в камере сгорания (стр. 63) 6.2. Общая характеристика узла камеры сгорания (стр. 64) 6.3. Конструкция камеры сгорания (стр. 66) 6.4. Опыт эксплуатации узла камеры сгорания (стр. 70) Глава 7. Турбина (стр. 71) 7.1. Краткие сведения о рабочем процессе в турбине (стр. 71) 7.2. Общая характеристика конструкции узла турбины (стр. 72) 7.3. Турбина высокого давления (стр. 76) 7.4. Турбина низкого давления (стр. 78) 7.5. Узел задней опоры двигателя (стр. 79) 7.6. Опыт эксплуатации узла турбины (стр. 81) Глава 8. Реверсивные устройства двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 82) 8.1. Общие сведения о реверсивных устройствах (стр. 82) 8.2. Корпус реверсивного устройства (стр. 84) 8.3. Створки, обтекатели реверсивного устройства и противопожарная перегородка (стр. 84) 8.4. Силовые балки и рычаги с тягами (стр. 86) 8.5. Силовые гидроцилиндры реверсивного устройства (стр. 89) 8.6. Механический замок створок (стр. 90) 8.7. Особенности конструкции узла реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 91) 8.8. Система управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства (стр. 91) 8.9. Особенности системы управления, сигнализации и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 103) 8.10. Опыт эксплуатации реверсивных устройств двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 104) Глава 9. Силовые корпуса двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Крепление двигателей (стр. 105) 9.1. Схема силового корпуса (стр. 105) 9.2. Узлы крепления двигателя Д-30КУ (стр. 106) 9.3. Особенности крепления двигателя Д-30КП (стр. 108) Глава 10. Воздушная и противообледеинтельиая системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 110) 10.1. Общие сведения о воздушной системе (стр. 110) 10.2. Отбор воздуха для наддува лабиринтных уплотнений полостей опор ротора (стр. 111) 10.3. Отбор воздуха для работы турбины ППО (стр. 111) 10.4. Отбор воздуха для самолетных нужд (стр. 111) 10.5. Отбор воздуха в дренажную систему двигателя (стр. 112) 10.6. Отбор воздуха для перепуска за V и VI ступенями КВД (стр. 112) 10.7. Отбор воздуха к автоматическим устройствам насоса-регулятора (стр. 112) 10.8. Отбор воздуха для охлаждения деталей турбины (стр. 112) 10.9 Противообледенительная система (стр. 112) Глава 11. Система смазки и суфлирования двигателя (стр. 115) 11.1. Принцип работы системы смазки (стр. 115) 11.2. Масляный бак (стр. 117) 11.3. Топливно-масляный радиатор 4845Т (стр. 119) 11.4. Основной масляный насос ОМН-30 (стр. 120) 11.5. Откачивающий масляный насос MHO-1 (стр. 121) 11.6. Откачивающий масляный насос МНО-30К (стр. 122) 11.7. Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором (стр. 123) 11.8. Центробежный суфлер ЦС-30К (стр. 125) 11.9. Масляный фильтр МФС-30 (стр. 125) 11.10. Термосигнализатор (стр. 126) 11.11. Опыт эксплуатации системы смазки (стр. 126) Глава 12. Основные положения, лежащие в основе теории автоматического управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 127) 12.1. Программа управления ТРДД на максимальном режиме работы (стр. 127) 12.2. Законы управления ТРДД при дросселировании (стр. 130) 12.3. Регулирование ТРДД на неустановившихся режимах (стр. 132) 12.4. Общая схема управления (стр. 133) Глава 13. Система топливоподачи (стр. 135) 13.1. Схема топливоподачи (стр. 135) 13.2. Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ (стр. 137) 13.3. Топливная форсунка ФР-40ДСМ (стр. 141) Глава 14. Система управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 144) 14.1. Общие сведения (стр. 144) 14.2. Насос-регулятор НР-30КУ (стр. 144) 14.3. Исполнительный механизм ИМТ-3 (стр. 147) 14.4. Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (стр. 147) 14.5. Температурный датчик ТД-30К (стр. 148) 14.6. Регулятор направляющего аппарата РНА-30К (стр. 149) 14.7. Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-30К (стр. 149) 14.8. Центробежный регулятор ЦР-1-30К (стр. 150) 14.9. Заполнение топливом системы каналов агрегатов НР-30КУ, ИМТ-3, ДПО-30К, ТД-30К, РНА-30К, ЦНА-30К и ЦР-1-30К в начальный момент запуска двигателя (стр. 150) 14.10. Работа системы автоматического управления при запуске двигателя (стр. 156) 14.11. Работа системы автоматического управления двигателя на установившихся режимах (стр. 159) 14.12. Работа системы автоматического управления на переходных режимах (стр. 165) 14.13. Работа системы автоматического управления на режимах ограничения (стр. 171) 14.14. Работа системы автоматического управления при останове двигателя (стр. 175) 14.15. Регулировка агрегатов САУ двигателя Д-30КУ (стр. 176) 14.16. Особенности системы автоматического регулирования двигателя Д-30КП (стр. 180) 14.17. Опыт эксплуатации САУ двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 183) Глава 15. Привод постоянной частоты вращения (ППО) (стр. 183) 15.1. Назначение и структурная схема ППО (стр. 183) 15.2. Основные технические данные ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 184) 15.3. Принцип действия и конструкция агрегатов ППО двигателя Д-30КУ (стр. 185) 15.4. Особенности конструкции элементов ППО двигателя Д-30КП (стр. 189) 15.5. Опыт эксплуатации ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 189) Глава 16. Пусковая система двигателя (стр. 190) 16.1. Общие сведения (стр. 190) 16.2. Воздушный турбостартер СтВ-3 (стр. 192) 16.3. Перекрывная заслонка ЗП-44 (стр. 196) 16.4. Воздушный турбостартер СтВ-ЗП (стр. 197) 16.5. Агрегат зажигания (стр. 198) 16.6 Сигнализатор давления МСТ-6 (стр. 199) 16.7. Работа пусковой системы (стр. 199) 16.8. Опыт эксплуатации пусковой системы (стр. 201) Глава 17. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 202) 17.1. Аппаратура контроля вибрации корпуса двигателя (стр. 202) 17.2. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 203) 17.3. Сигнализация критических режимов (стр. 207) Глава 18. Противопожарная система двигателя (стр. 208) Глава 19. Основные особенности технического обслуживания и эксплуатации двигателей (стр. 209) 19.1. Оперативное техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 209) 19.2. Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 210) 193. Проверка работы двигателя на земле (стр. 211) 19.4. Особенности эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП в различных климатических условиях (стр. 219) Глава 20. Возможные неисправности двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 220) 20.1. Общие сведения (стр. 220) 20.2. Возможные неисправности (стр. 221) Список литературы (стр. 223)
ВВЕДЕНИЕ
Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по сравнению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями.
Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД.
Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крейсерских скоростях полета, соответствующих 0,7 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД.
В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским.
В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элементы современного ТРДД.
Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и основоположника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина.
Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др.
Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в конструкторском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны.
В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева).
Двигатели Д-30КУ и Д-30КП созданы конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность указанных двигателей высокий уровень основных параметров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателях значения степени повышения давления и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этих двигателях получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей.
Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатели Д-30КУ и Д-30КП по удельным параметрам соответствуют, а отчасти и превосходят лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы.
Конструктивные узлы и функциональные системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-30КУ, а для двигателя Д-30КП приведены, главным образом, его отличия. В тех случаях, когда различия очень существенны, приводятся описания узлов, систем и агрегатов обоих двигателей.
Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструкции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуатации авиационной техники.
По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа авиадвигателя конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы технического обслуживания и применяющееся при этом оборудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. Поэтому с описанием конструкции двигателей Д-30КУ и Д-30КП в настоящей книге значительное внимание уделено конструктивным изменениям и обобщению опыта эксплуатации. Авторы признательны представителям эксплуатационных подразделений и завода-изготовителя за помощь, оказанную при сборе материалов.
Авторы выражают глубокую благодарность генеральному авиаконструктору П. А. Соловьеву и руководимому им коллективу за большую помощь в создании книги.
Авторы признательны также сотрудникам кафедры Конструкции и прочности авиационных двигателей КИИГА Г. В. Барановой и Л. И. Левочкиной за помощь в подготовке рукописи к изданию.
www.amyat.narod.ru
Двигатель Д-30Ф6 — турбореактивный, двухконтурный, двухвальный, с общей форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Разработан ОАО «Авиадвигатель», устанавливается на сверхзвуковой истребитель-перехватчик МиГ-31. Серийно производился ОАО «Пермские моторы», в настоящее время выпуск прекращён, ремонт производится на ОАО "218 АРЗ" (г. Гатчина). Силовая установка самолёта состоит из двух двигателей, имеющих отдельные воздухозаборники.
В середине 1960-х годов появились новые образцы стратегического и наступательного вооружения: крылатые ракеты, способные лететь на сверхмалых высотах, огибая рельеф поверхности земли, высотные и высокоскоростные разведывательные самолёты, стратегические бомбардировщики и другие типы оружия. Для защиты протяжённых границ СССР от этих и других угроз потребовался самолёт с возможностью обнаружения и перехвата целей начиная с малых высот и заканчивая 30 километрами, на скоростях до 4000 км/ч, который мог нести различные типы ракет для перехвата и уничтожения воздушных целей на предельно малых, малых, средних и больших высотах, сопровождать одновременно несколько целей. Кроме всего прочего, в связи с малой плотностью ПВО и аэродромов на Дальнем Востоке и севере страны самолёт должен был обладать большим радиусом действия.
Для такого уникального по своим свойствам самолёта требовался не менее уникальный двигатель большой мощности при высокой экономичности. Сделать этот двигатель было поручено Пермскому моторостроительному конструкторскому бюро (МКБ, сейчас ОАО «Авиадвигатель») под руководством П. А. Соловьёва. Соловьёв решил делать двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков внешнего и внутреннего контуров двигателя.
В то время нашлось немало противников такой схемы, так как двигателей по такой схеме ещё не производилось.
Первоначально был создан двигатель-демонстратор на основе серийного двигателя Д-30, оснащённого форсажной камерой. После ряда испытаний на стенде ЦИАМ, стала очевидна правильность выбора схемы двигателя, и в 1970 году[1] МКБ приступило к разработке двигателя Д-30Ф6 для истребителя-перехватчика. Прототип самолёта с этим двигателем поднялся в воздух в 1975 году[2].
Двигатель имеет уникальные высотно-скоростные характеристики, обеспечивая максимальную скорость самолёта 3000 км/ч и скорость у земли 1500 км/ч.
Двигатель Д-30Ф6 — модульной конструкции, выполнен из 7 модулей. Все модули (кроме базового) могут быть заменены в эксплуатации. Модули двигателя:
Надёжность двигателя обеспечивается системами защиты, дублирования и раннего обнаружения неисправностей:
Электронно-гидравлическая система автоматического регулирования двигателя в случае отказа электронной системы дублируется гидравлической системой, обеспечивающей безопасность полёта и выполнение задания. Конструкция двигателя обеспечивает возможность параметрического контроля его состояния на самолёте. Для оценки состояния деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации конструкция двигателя предусматривает осмотр всех рабочих лопаток компрессора и турбины, а также сопловых лопаток 1-й и 2-й ступеней турбины. В случае попадания посторонних предметов в газовоздушный тракт двигателя конструкция позволяет производить замену в эксплуатации как отдельных повреждённых лопаток 1-й ступени компрессора, так и всего модуля компрессора низкого давления.
ru-wiki.org
 Опубликовать | скачать Реферат на тему: План:
ВведениеД-30 третьей серии, устанавливавшийся на Ту-134А-3, в датском авиамузее (нем.)русск. Д-30КУ-154 в Будапеште Д-30КП второй серии на Ил-76МД в новгородском аэропорту Кречевицы Сюда перенаправляется запрос «Д-30КП». На эту тему нужна отдельная статья. Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-30 был разработан в ОКБ-19 П. А. Соловьёва в 1963 году для пассажирского самолёта Ту-134. Серийное производство двигателя было организовано на Пермском и Рыбинском моторостроительных заводах в 1972 году. В дальнейшем двигатель неоднократно дорабатывался и модифицировался. 1. КонструкцияД-30 выполнен по двухвальной схеме, и состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства. Модификации Д-30КП и Д-30КУ оснащены реверсивным устройством. Запуск двигателя автоматический, осуществляется от воздушного стартера. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 полупроводниковые свечи поверхностного заряда. Масляная система автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все агрегаты масляной системы расположены на двигателе. Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ. 2. МодификацииНа базе Д-30 было разработано несколько модификаций:
3. ПроизводствоВсего за время производства было изготовлено около 8000 двигателей. Примечания
ЛитератураскачатьДанный реферат составлен на основе статьи из русской Википедии. Синхронизация выполнена 12.07.11 07:24:56Похожие рефераты: L4 (двигатель), J79 (двигатель), Двигатель J79, АЛ-7 (двигатель), М-103 (двигатель), М-87 (двигатель), М-25 (двигатель), М-22 (двигатель), М-17 (двигатель).Категории: Реактивные двигатели, Авиационные двигатели. Текст доступен по лицензии Creative Commons Attribution-ShareAlike. |
www.wreferat.baza-referat.ru
Д-30Ф6 Уникальный двигатель для уникального самолета
Принятый в 1981 г. на вооружение авиации ПВО Советского Союза сверхзвуковой истребитель-перехватчик МиГ-31 до сих пор является самым скоростным и высотным боевым самолетом в мире. В значительной мере уникальные характеристики МиГ-31 обусловлены возможностями силовой установки, включающей в себя два двигателя Д-30Ф6, разработанных в ОАО «Авиадвигатель».
Сложная задача
Жесткие требования к двигателям МиГ-31 (первоначально – Е-155МП) были обусловлены тем, что самолет предназначался для борьбы с новыми образцами стратегического и наступательного вооружения и должен был обнаруживать и уничтожать воздушные цели, летящие на предельно малых, средних и больших высотах в широком диапазоне скоростей. Для такой уникальной по своим свойствам боевой машины требовался не менее уникальный двигатель большой мощности при высокой экономичности.
Разработка двигателя была поручена пермскому моторостроительному конструкторскому бюро под руководством Павла Соловьева.
Соловьев принял решение делать двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков внешнего и внутреннего контуров двигателя. В то время нашлось немало противников такой схемы.
Разработка Д-30Ф6 с заданными характеристиками в уникальном диапазоне полетных условий представляла собой сложную научно-техническую проблему со многими неизвестными. В частности, в ряде институтов и организаций Министерства авиационной промышленности, Министерства обороны, да и в самом МКБ вызывали опасение вопросы возможности сочетания высокой степени сжатия в компрессорах низкого и высокого давления (πк*=22) с высокой сверхзвуковой скоростью полета (М=2,83), обеспечения устойчивой работы высоконапорных компрессоров при значительных возмущениях на входе и на выходе двигателя в условиях переменных режимов, обеспечения заданного ресурса и надежности высокоэффективной двухступенчатой турбины высокого давления при температуре газов до I640K. Кроме того, среди серьезных проблем, которые предстояло решить были самовоспламенение топлива и организация горения (без выгорания форсунок и прилежащих стенок) в основной камере сгорания при температуре поступающего из-за компрессора воздуха более 1000К, возможность организации устойчивого горения с высокой полнотой сгорания в форсажной камере смесительного типа при высокой степени подогрева в широком диапазоне полетных условий, обеспечение надежной работы всережимного регулируемого сверхзвукового сопла, обеспечение надежной работы топливной и масляной систем в условиях больших градиентов теплоотдачи в топливо и масло при высоких температурах воздуха на входе в двигатель (290°С), а также воздуха и газа во внутренних узлах двигателя.
История и методология создания и доводки двухконтурного турбореактивного двигателя Д-30Ф6 для МиГ-31 уходят в 50-е гг. и достойны особого внимания. Пермское М К Б с самого начала своего существования уделяло большое внимание перспективным разработкам. Главный конструктор Павел Соловьев в те годы был одним из самых молодых главных конструкторов в стране и в то же время обладал очень большим опытом конструирования и доводки двигателей. а главное – имел дар предвидения, основанный на теоретических знаниях и интуиции. Этот дар. подкрепленный расчетами специалистов МКБ. помог своевременно и верно выбрать направление перспективной на многие годы схемы двигателя – двухконтурного.
Умея «показать товар лицом». Павел Соловьев доказал расчетами, что двухконтурные двигатели обладают набором выдающихся экономических и эксплуатационных характеристик, позволяют реализовать высокую степень сжатия в компрессоре и высокую температуру газа перед турбиной при малых потерях с выходной скоростью отбрасываемого потока.
Последующая история развития мирового двигателестроения подтвердила правильность сделанного тогда выбора. Павла Соловьева можно вправе считать первопроходцем двухконтурных двигателей в СССР, а пермское МКБ – передовой организацией по их разработке.
Уже почти четыре десятилетия пермские двигатели Д-30Ф6 поднимают в небо истребители-перехватчики МиГ-31, до сих пор не имеющие себе равных по высотно-скоростным и боевым характеристикам
Компоновочная схема двигателя Д-30Ф6
Предшественники
В 1955-1956 гг. в Перми был разработан и проходил испытания первый в стране двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-20 тягой 6800 кгс с форсажной камерой в наружном контуре. Степень двухконтурности его составляла 1,5. Доводка Д-20, предназначавшегося для использования на проектировавшихся, но не реализованных самолетах А.Н. Туполева (сверхзвуковой подвесной бомбардировщик «100», беспилотный самолет-снаряд «113») позволила пермскому МКБ получить ценные данные для создания двигателей подобной схемы.
Выдающимся для своего времени проектом стал двухконтурный Д-21 для реактивного самолета-разведчика РСР (Р-020) главного конструктора П.В. Цыбина. Он был спроектирован по одновальной схеме с обшей форсажной камерой, с высокой температурой перед турбиной (I400K) и рассчитан на высокую сверхзвуковую скорость полета. Пермское М КБ взяло на себя и разработку регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, сложного и ответственного узла, традиционно проектировавшегося и создававшегося «самолетчиками».
Испытания в ЦАГИ подтвердили, что всережимный воздухозаборник, разработанный в МКБ по оригинальной осесимметричной схеме, по своим параметрам значительно превосходил существующие аналоги. К сожалению, работа над двигателем Д-21 в 1960 г. была прекращена в связи с закрытием проекта самолета.
В середине 60-х гг. был спроектирован, изготовлен и испытан опытный двигатель Д-30Ф с тягой 11,5 тс. В 1971 г. он прошел испытание форсажной камеры при малых давлениях воздуха на входе в двигатель на высотном стенде ЦИАМ.
Проекты 50-60-х гг. Д-20, Д-21 и Д-30Ф опережали свое время – еще долгие годы в сверхзвуковой авиации господствующее положение занимали одноконтурные ТРД. Однако требование многорежимности (сочетание дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета), лучшие эксплуатационные характеристики и ряд других преимуществ привели к тому, что и в сверхзвуковой авиации всего мира двухконтурные двигатели в 70-х годах стали занимать доминирующее положение.
Соловьев вспоминал: «Все равно боялись страшно. Все совещания у Д.Ф. Устинова (в то время министр обороны) начинались с дискуссии: можно ли сделать такой двигатель? Не верили! Все время поднимали то один вопрос, то другой… Но П.Ф. Батицкий (главком ПВО) сильно давил, и Устинов, видимо, хотел такую машину получить. На одном из таких совещаний Устинов объявил, что будем делать этот двигатель! А двигатель Туманского отложили в сторону».
В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя Д-30Ф. был разработан проект нового сверхзвукового Д-30Ф6. Он проектировался с использованием аэродинамики компрессоров двигателей Д-30 (для Ту-134) и Д-30КУ/КП (для Ил-62М и Ил-76) при необходимых конструктивных изменениях, связанных с новыми условиями эксплуатации.
При проектировании Д-30Ф6 для увеличения тяги был принят газогенератор в размерности двигателя Д-30КУ (без первой ступени КВД), а КНД – от двигателя Д-30 с добавлением одной ступени впереди на расход воздуха 150 кг/с.
При разработке проекта были выбраны оптимальные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности 0,5, ставшая классической для многих последующих проектов двигателей подобного назначения у нас в стране и за рубежом. Были определены параметры и программы регулирования трех контуров двигателя: основной контур, контур регулирования сопла и контур регулирования расхода топлива форсажной камеры, обеспечивающие поддержание оптимальных тягово-экономических и эксплуатационных характеристик двигателя. В частности, разработана специальная программа повышения температуры газа перед турбиной с увеличением скорости полета самолета. Это обеспечило получение требуемой тяги во второй критической точке: на высоте 20 км и при скорости полета 2500 км/ч. Позже ученые назвали это «температурной раскруткой». Таким образом, была разработана методика получения «крутой» скоростной характеристики двигателя, ставшая также классической для последующих проектов.
Создание системы автоматического управления и топливопитания – особая страница в истории Д-30Ф6. Тогда впервые в отечественной практике был разработан и внедрен электронный цифровой вычислитель в качестве основного регулятора режимов работы ТРДД (РЭД-3048). Электронновычислительное оборудование было создано специалистами Пермского агрегатного конструкторского бюро (ПАКБ) под руководством А.Ф. Полянского, а затем Г.И. Гордеева.
По причине низкой в то время надежности элементной базы на двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая – РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ. Идеология, алгоритмы и доводка электронно-гидромеханической САУ и топливопитания выполнялись совместно МКБ и ПАКБ (в настоящее время – ОАО «СТАР»).
Впервые для анализа нестационарного теплового состояния топливо-масляной системы высокотемпературного двигателя была применена математическая модель, что позволило не отправлять двигатель в ЦИАМ для испытания на высотном стенде. Тепловое состояние системы в полетных условиях было проанализировано с помощью мат.чодели. Полученные данные были увязаны с результатами стендовых. а затем и летных испытаний. Данная работа была высоко оценена специалистами ЦИАМ и в дальнейшем зачтена на госиспытаниях двигателя.
Доводка
Большие трудности в процессе доводки двигателя представляла основная камера сгорания. В то время в мировом авиадвигателестроении имелись камеры сгорания, работающие при температуре газа до 900К. а для Д-30Ф6 требовалось обеспечить эффективную работу при температуре 1024К.
В результате интенсивных научно- исследовательских, расчетных и экспериментальных работ совместно с ЦИАМ был найден ряд эксклюзивных решений. Для исключения горения топлива вдоль стенок жаровых труб была введена подача охлаждающего воздуха через гофрированные кольца между секциями жаровых труб. Для формирования равномерного поля температур на входе в турбину предусмотрели перераспределение подвода воздуха с помощью спецотверстий в зоне смешения жаровой трубы. Первоначальная разборная конструкция форсунки не обеспечивала герметичности при температуре газа более 950К. Только разработка и внедрение сварной конструкции форсунки с применением электронно-лучевой сварки обеспечили ее полную герметичность.
Для обеспечения работоспособности и требуемого ресурса турбины высокого давления при температуре 1640К были отработаны конструкции сопловых и рабочих лопаток 1-й и 2-й ступеней с конвективно-пленочным и конвективным охлаждением, для чего необходимо было увеличить хладоресурс воздуха, отбираемого на охлаждение турбины. Для этого впервые в отрасли был разработан и применен воздухо-воздушный теплообменник в наружном канале двигателя.
Снижение температуры охлаждающего воздуха на 20-40% позволило повысить температуру газа перед турбиной на 90-180К. что доказало эффективность принятых решений.
При доводке двигателя остро стояла проблема исследования виброгорения в форсажной камере. Чтобы исключить дорогостоящие и продолжительные испытания на высотном стенде ЦИАМ или в полете, были проведены исследования с помощью адекватной «увязки» математической модели двигателя, которые показали возможность имитации эксплуатационных условий работы форсажной камеры на стендах МКБ. Для этого на базе КБ были созданы два специальных стенда. Кроме того, впервые в отечественной практике в конструкцию двигателя была введена система впрыска и розжига топлива в форсажную камеру методом «огневой дорожки».
Интересна и история создания и доводки многорежимного регулируемого сопла.
Двигатели Д-30Ф6 в сборочном цехе
Первоначально сопло для Д-30Ф6 разработало ТМКБ «Союз», имевшее опыт создания регулируемых сопел. Это была красивая, профессионально спроектированная конструкция. Однако первые летные испытания двигателя выявили ее недостатки: повышенные утечки, недостаточная жесткость (из-за чего «раздувалось» критическое сечение сопла), превышение по массе и т.д.
Коллеги пермяков поправили жесткость. а с утечками и повышенной массой сопла не справились или, возможно, посчитали капризом. Длительная безрезультатная переписка, переговоры… И настал момент, когда Соловьев принял решение: «Делать сопло самим!»
Опыта разработки таких узлов пермское МКБ не имело, но за работу принялись с азартом, проштудировали горы технической литературы, учли наработки московских коллег. Конечно, и в собственной конструкции проявились недостатки, но их устраняли быстрее и эффективнее.
Например, для обеспечения летных характеристик МиГ-31 было необходимо добиться регулирования работы сопла в чрезвычайно широком диапазоне. Дело в том, что при максимальной скорости полета степень понижения давления газа в сопле двигателя меняется практически в 20 раз. При этом степень расширения сопла (отношение площади выходного сечения к площади критического сечения) – более чем в 3 раза. В таких условиях возникала потеря газодинамической устойчивости, тряска сопла (так называемая «бу-буляция»). Проблему решили организацией перепуска атмосферного воздуха в проточную часть двигателя на режимах неустойчивой работы без ухудшения характеристик сопла на основных режимах, с помощью специальных клапанов на створках сопла, конструкция которых была запатентована.
Другой проблемой, связанной с соплом двигателя, стало снижение управляемости самолета на больших скоростях и малых высотах. Экспериментально было выявлено, что на этих режимах нежесткая конструкция сопла не обеспечивает синхронизацию его элементов. Поэтому происходит самопроизвольное изменение положения критического сечения сопла и. соответственно, изменение вектора тяги двигателя. Проблему решили изменением кинематики системы управления створками, что обеспечило газодинамическую синхронизацию створок сопла, устойчивость и стабильность вектора тяги двигателя.
В своем окончательном виде Д-30Ф6 стал сильно отличаться от первоначального проекта. В первую очередь, это касалось материалов: двигатель изготавливался из новых титановых, никелевых сплавов и высокопрочных сталей разработки ВИАМ, но основные геометрические размеры двигателя, определенные еще в 60-х гг., не изменились.
Необходимо подчеркнуть, что в конструкции Д-30Ф6 внедрены 52 уникальных технических решения, которые защищены авторскими свидетельствами.
Глубокая интеграция пермского МКБ с серийным заводом им. Я.М. Свердлова (в настоящее время – ОАО «ПМЗ») в процессе освоения производства Д-30Ф6 обеспечила сборку первого двигателя Д-30Ф6 в 1976 г. Уже через год пермские моторостроители собрали первую партию Д-30Ф6 для стендовых и летных испытаний, а с начала 80-х завод выпускал серийные Д-30Ф6 уже в массовых количествах.
В боевом строю
Первый полет опытного МиГ-31 (Е-155М П) с двигателями Д-30Ф6 состоялся 16 сентября 1975 г. Госиспытания, включая войсковые, двигатель Д-30Ф6 успешно завершил в 1979 г.
Уже более 30 лет прошло с тех пор, а технические параметры двигателя, в т.ч. безопасность, безотказность и надежность, остаются на самом высоком уровне. Высокие параметры двигателя обеспечивают самолету МиГ-31 непревзойденную скорость и высоту полета, высокую маневренность, большую дальность. уникальную скороподъемность, длительное время барражирования (с дозаправкой – до 6 часов) и в целом – значительное превосходство над противником в воздухе.
К сожалению, в начале 90-х производство самолетов МиГ-31 и двигателей Д-30Ф6 было свернуто. Вместе с тем истребитель-перехватчик до сих пор несет боевую службу в авиаполках ВВС России. Они также состоят на вооружении Сил воздушной обороны Республики Казахстан.
В настоящее время специалистами ОАО «Авиадвигатель», ОАО «ПМЗ». ОАО «СТАР» и НИИ МО РФ проводится планомерное поэтапное увеличение ресурсов и сроков службы двигателя Д-30Ф6. Это позволяет сохранить парк без снижения уровня безотказности и обеспечивает необходимый уровень боеготовности частей Министерства обороны, эксплуатирующих МиГ-31. Это стало возможным за счет запасов надежности, заложенных при проектировании и производстве двигателя Д-30Ф6, а также благодаря рациональной системе технического обслуживания, методология которой разработана специалистами ОАО «Авиадвигатель» и ОАО «ПМЗ» совместно со специалистами НИИ авиапромышленности и Минобороны России.
Экспериментальный самолет Су-47 «Беркут» с крылом обратной стреловидности, использовавшийся для отработки технологий истребителя пятого поколения. На нем применялись модифицированные двигатели на базе Д-30Ф6
Высотный самолет М-55 с двумя двигателями ПС-30В12, представлявших собой бесфорсажную высотную модификацию Д-30Ф6
Модификации
Модернизированные двигатели Д-30Ф6 в 1997 г. были установлены на экспериментальном перспективном самолете пятого поколения ОКБ Сухого Су-47 «Беркут» с крылом обратной стреловидности. Двигатели обеспечили успешное выполнение программы исследования особенностей управления самолетом с крылом обратной стреловидности в широком спектре высот и скоростей, а затем использовать эту машину в качестве летающей лаборатории в интересах программы создания компанией «Сухой» Перспективного авиационного комплекса фронтовой авиации (ПАК ФА).
Другим знаменитым самолетом, оснащенным двигателями, созданными на базе Д-30Ф6. но в высотном бесфорсажном варианте, стал уникальный высотный самолет-разведчик М-55. Совершивший первый полет в 1988 г., М-55 «Геофизика» установил шестнадцать мировых авиационных рекордов, может выполнять длительный (до 6 часов) полет на высоте свыше 20 км. Самолет имеет большой запас прочности и грузоподъемности, что позволяет ему поднимать в воздух до 1.5 т научного оборудования.
За более чем 10 лет в рамках международных программ «Геофизика» летала в небе над Европой. Арктикой. Антарктидой. Австралией, Индийским океаном.
Латинской Америкой и экватором. В таких жестких условиях, какие испытала на себе «Геофизика», не побывал еще ни один отечественный самолет. Пермские двигатели оказались в условиях запредельных температур и показали себя достойно.
Настоящее и будущее Д-30Ф6
Создание, серийный выпуск и начало эксплуатации первого в нашей стране двухконтурного двигателя четвертого поколения Д-30Ф6 для МиГ-31 за короткий срок является колоссальным достижением всего советского авиапрома. В создании двигателя Д-30Ф6 приняли участие десятки научных отраслевых институтов, сотни трудовых коллективов и тысячи тружеников страны. Это была государственная программа, во главе которой стояло пермское МКБ под руководством П.А. Соловьева.
Сегодня увеличить назначенный ресурс двигателя непросто. В данный момент из 1497 произведенных в Перми серийных Д-30Ф6 в ремфонде насчитывается 1231 двигатель. По причине малых налетов МиГ-31 в последние 20 лет подавляющее большинство из них находится еще в первой половине выработки ресурса (около 42%). Большой остаточный ресурс Д-30Ф6 позволяет эксплуатировать их еще не менее 30 лет, устанавливая на модернизированные или новые самолеты.
Вместе с тем есть и проблемы, которые необходимо решить для дальнейшего совершенствования Д-30Ф6. В частности, электронный цифровой регулятор двигателя РЭД-3048, созданный еще во времена СССР, естественно, устарел и не удовлетворяет современным требованиям. Новый электронный регулятор уже разработан совместно с ОАО «СТАР». В ближайшее время будет подписан контракт с ОАО «Авиаремонт» на проведение летных испытаний этого агрегата и внедрение его в серию.
При выполнении ряда условий пермскому Д-30Ф6 по плечу еще долгие годы службы. Известно, что в рамках осуществляемой в настоящее время программы ремонта и модернизации истребителей- перехватчиков МиГ-31 они получают продленные сроки службы – сейчас до 30 лет, чуть позднее этот срок будет увеличен до 35, прорабатывается вопрос его дальнейшего продления до 40 лет. Это значит, что уникальные отечественные самолеты МиГ-31 с уникальными пермскими двигателями Д-30Ф6 смогут оставаться в строю почти до конца следующего десятилетия, а. возможно, и дольше.
Татьяна Николаева
librolife.ru
