Основные ТТД

Р=760 мм рт. ст., Н=0 м, температура =+15°С, взлет­ный режим.

1. Тяга (тяга сохраняется до ТНВ = + 23° С) 12000 кгс.

2. Степень сжатия КВД 9,35

3. Степень сжатия КНД 2,15

4. Суммарная степень сжатия 20,5

5. Время запуска двигателя: на земле 35-80 с

в полете не более 120 с

6. Время приемистости: на земле 7-10 с

(РУД за 1-2 с) в полете 3,5-7 с

7. Время приемистости на режиме “ОБРАТ.

ТЯГА” не более 10 с

8. Время работы на режиме “ОБРАТ.ТЯГА” не более 1 мин

9. Время перекладки створок реверса с

“ОБР.ТЯГИ” на “ПРЯМУЮ” 4-6 с

10. Время перекладки створок реверса

в положение “ОБРАТНАЯ ТЯГА” 2 с

11. Часовой расход топлива (Н=7200 м,

при весе самолета 190 т, режим взлетный) 8000 кг/ч

12. Сухой вес двигателя 2985 кг

13. Диаметр двигателя (max) 1,56 м

14. Применяемое масло: МК-8, МК-8П, МС-8П и их смеси в любом процентном отно­шении.

15. Применяемое топливо: Т-1, ТС-1, РТ и их смеси в любом процентном отношении.

16. Применяемая гидросмесь: АМГ-10.

Система защиты двигателя

1. Ограничение частоты вращения КНД:

При оборотах n 1 ³ 95-96% срабатывает ЦР-1 (пре­дотвращает разрушение лопаток КНД).

2. Ограничение давления воздуха за КВД:

При Р 2 £ 19,45 кг/см 2 срабатывает ограничитель Р 2 в насосе регулятора (предотвращает разрушение корпуса КВД).

3. Ограничение температуры газов за турбиной:

Роль ограничителя выполняет ВПРТ-44 (предотвра­щает перегрев, разрушение горячей части двигателя).

4. Частота вращения отключения воздушного стартера СтВ-3т n 2 = 41-44%.

5. Защита от опасной частоты вращения воздушной тур­бины ППО:

при n т > 46000 об/мин срабатывает центробежный выключатель турбины ППО и выключает из работы воздушную турбину и генератор ГТ-60ПЧ6А.

6. Защита от опасной частоты вращения генератора ГТ-60: при n гт > 7050 об/мин - генератор выключается из работы.

Ресурс двигателя

1. Гарантийный ресурс двигателя 2000 ч

2. Ресурс двигателя до 1 КВР 2000 ч (12 лет)

Наработка двигателя не должна превышать:

На взлетном режиме 60 ч.

На номинальном режиме 600 ч

На режиме обратной тяги 2120 включений

Количество запусков 1700

Д-30КП (Н=0, Мн=0, tн=+15 0 С, Рн=760 мм.рт.ст.) Без отбора.

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Один процент шкалы измерителя соответствует:

2. На земле допускаются колебания оборотов роторов (на уст. РРД):

и колебания Тт ± 3 0 С.

Д-30КП (Н=11000м, Мн=0.8, САУ включено)

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. На земле допускаются колебания оборотов роторов (на уст. РРД):

и колебания Тт ± 5 0 С.

2. Взлётный режим применяется до Н=3000 м. Выше 3000 м взлётный режим применять в ОСП.

3. Длительность непрерывной работы на взлётном режиме – не более 5 мин., на остальных режимах – не ограничена. В ОСП непрерывная работа двигателя на взлётном режиме допускается не более 15 мин.

Д-30КП-2 (Н=0, Мн=0, tн=+15 0 С, Рн=760 мм.рт.ст.) Без отбора.

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Параметры взлётного режима при Р=760 мм.рт.ст., tн=+23 0 С:

Р=12000 кгс ± 1%, n 2 =98 – 100 %, Тт £ 675 0 С.

2. Один процент шкалы измерителя соответствует:

53,8 об/мин – для ротора 1-го каскада компрессора

109,0 об/мин – для ротора 2-го каскада компрессора

3. На земле допускаются колебания оборотов роторов (на уст. РРД):

± 0,5% - для ротора 1-го каскада компрессора

± 0,3% - для ротора 2-го каскада компрессора

и колебания Тт ± 3 0 С.

Д-30КП-2 (Н=11000, Мн=0.8, САУ включено)

ПРИМЕЧАНИЕ:

4. На земле допускаются колебания оборотов роторов (на уст. РРД):

± 1% - для ротора 1-го каскада компрессора

± 0,5% - для ротора 2-го каскада компрессора

и колебания Тт ± 5 0 С.

5. Взлётный режим применяется до Н=3000 м. Выше 3000 м взлётный режим применять в ОСП.

6. Длительность непрерывной работы на взлётном режиме – не более 5 мин., на остальных режимах – не ограничена. В ОСП непрерывная работа двигателя на взлётном режиме допускается не более 15 мин.

Система реверсирования тяги

Основные ТТД:

1. Скорость применения реверса не менее 50 км/ч;

2. Время перекладки створок реверса:

- “ОБРАТНАЯ ТЯГА” 2 с;

- с “ОБРАТНОЙ” на “ПРЯМУЮ” 4-6 с;

3. Время непрерывной работы на режиме

“ОБРАТНАЯ ТЯГА” не более 1 мин;

4. Приемистость двигателя на режиме

“ОБРАТНАЯ ТЯГА” не более 10 с;

1. Частота вращения двигателя:

На режиме макс. “ОБРАТ. ТЯГА” n 2 =93%;

На режиме мин. “ОБРАТ. ТЯГА” n 2 =61%;

6. Рабочее давление гидросмеси 210 кг/см 2 ;

2. Количество жидкости АМГ-10 в гидробаке:

При разряженных гидроаккумуляторах 17- 19 л;

- при заряженных гидроаккуму­ляторах 12-14 л;

Проводка “ГАЗ-РЕВЕРС”;

Реверсивное устройство;

Гидросистема реверсивного устройства;

Механизм стопорения проводки “ГАЗ-РЕВЕРС”;

4 гидроаккумулятора позволяют в случае отказа гидро­насоса реверса переложить створки в положение “ОБРАТ­НАЯ ТЯГА” и вернуть их в положение “ПРЯМАЯ ТЯГА”.

Система смазки и суфлирования

Система циркуляционная, с циркуляцией масла через маслобак, служит для смазки и охлаждения трущихся по­верхностей.

Основные ТТД:

Заправка маслобака - 24-25 л (измеряемое коли­чество) +8 л в отсеке отрицательных перегрузок;

Мин. остаток масла в баке 5±1 л;

Давление масла: режим МГ не менее 2,5 кг/см 2 ; выше МГ 3,5-4,5 кг/см 2 ;

Расход масла 0,9 кг/ч;

Тип масла МК-8, МК-8П, МС-8П;

Допустимая рабочая температура масла +80°С не более;

Макс. температура масла допускается +90°С в те­чение 10 мин;

- мин. температура масла 30°С (допускается за­пуск двигателя без подогрева).

Маслобак (при остатке 5±1 л горит табло “МИН. ОС­ТАТОК МАСЛА”);

Основной маслонасос - ОМН-30 (шестеренчатого ти­па, 2-х ступенчатый), при Рм =2,2 кг/см 2 - горит табло “МИН. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА”;

Маслофильтр - МСФ - сетчатый;

Маслонасос откачки - МНО-1 (шестеренчатого типа, одноступенчатый);

Маслонасос откачки - МНО-3 (шестеренчатого типа, 4-х ступенчатый);

Центробежный воздухоотделитель - ЦВС-30 с сигна­лизатором наличия стружки в масле, зажигает табло “СТРУЖКА В МАСЛЕ”.

Привод постоянных оборотов

Служит для вращения генератора переменного тока ГТ-60 с постоянной скоростью, независимой от изменения режима работы двигателя, условий полета и нагрузки гене­ратора.

Основные ТТД:

Номинальная частота вращения генератора - 6000 об/мин±60;

- рабочая частота вращения воз­душной турбины - 43000-36000 об/мин;

- частота вращения аварийного отклю­чения воздушной турбины ППО - 46120 об/мин;

Частота вращения аварийного включения ГТ-60 7050 об/мин.

Состав ППО:

Генератор переменного тока ГТ 60ПЧ-6А;

Воздушная турбина (одноступенчатая с центробежным включателем, который срабатывает при частоте вращения турбины 46120 об/мин и выдает команду на закрытие ава­рийной заслонки /ППО);

Планетарно-дифференциальный редуктор;

Регулятор привода постоянных оборотов - РППО-30;

Блок дроссельных заслонок с механизмом аварийного выключения ППО;

Дифференциальный сигнализатор давления ДСД-1,2 (включает генератор в работу только после выхода двига­теля на частоту МГ при перепаде давления 1,2).

45 лет назад на Рыбинском моторостроительном заводе была завершена сборка первого в стране авиадвигателя марки Д-30КУ/КП , которому предстояло на полвека стать одним из самых востребованных в отечественной авиации.

О начале и становлении серийного производства этого изделия, которое и сегодня продолжает выпускать НПО «Сатурн», рассказывают непосредственные участники событий почти полувековой давности.

Как рассказал стоявший у истоков конструирования, создания, освоения двигателей серии Д-30 Георгий Петрович Матвеенко, недавно ушедший на заслуженный отдых с поста первого заместителя генерального конструктора НПО «Сатурн», «первый дальнемагистральный пассажирский самолет Ил-62, эксплуатация которого началась в 1967 году, был оснащен турбореактивными двигателями НК-8-4 со взлетной тягой 10500 кгс; главным недостатком тех двигателей была недостаточная экономичность, непосредственно влиявшая на дальность перелетов ». Комиссия по военно-промышленному комплексу Совета министров СССР приняла Решение № 31 от 22 мая 1968 года о разработке для самолета Ил-62 двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками. Создание такого изделия было поручено Пермскому КБ, которым руководил Павел Александрович Соловьев.

Баварские и рыбинские моторы >>

На базе двигателя Д-30 был создан двухконтурный турбореактивный двигатель со смешением потоков газа наружных и внутренних контуров Д-30КУ со взлетной тягой 12000 кгс, который в 1971 году успешно прошел государственные испытания. Применение в конструкции двигателя двухконтурной схемы позволило обеспечить для того времени чрезвычайно низкий удельный расход топлива 0,498 кг/кгсч при взлете и 0,71 кг/кгсч на крейсерском режиме полета. Одновременно был разработан двухконтурный двигатель Д-30КП со взлетной тягой 12000 кгс для транспортного самолета Ил-76 и его модификаций.

В 1972 году двигатель Д-30КП прошел государственные испытания. Первые опытные двигатели Д-30КУ были изготовлены в Перми, однако, для ускорения работ и сокращения сроков внедрения Министерство авиационной промышленности (МАП) приняло решение об освоении производства этих двигателей одновременно на Пермском и Рыбинском моторных заводах. «Все мы должны были как можно быстрее поставить двигатель «на поток» , – поясняет Георгий Петрович. – Для решения этой задачи, например, первое время компрессора для двигателей Д-30КУ, до освоения их производства в Рыбинске, изготавливали в Перми и направляли на Рыбинский моторный завод, где осуществлялась сборка двигателей » .

Для обеспечения освоения производства, сборки и испытаний двигателей Д-30КУ и Д-30КП в Рыбинск из Перми заранее была передана вся конструкторская и технологическая документация, а также необходимая оснастка для изготовления и контроля деталей, сборки и испытаний узлов и двигателя в целом. Все делалось последовательно и оперативно под жестким контролем МАП, что позволило освоить производство этих двигателей в Рыбинске в кратчайшие сроки. Этому в немалой степени способствовала глубокая, достигавшая 90 %, унификация этих изделий.

Заменить украинские двигатели >>

По воспоминаниям Валентина Михайловича Толоконникова, в 80–90-е годы руководившего Главным управлением авиапрома, а 45 лет назад исполнявшего обязанности главного технолога Рыбинского моторостроительного завода, документацию двигателя Д-30КУ в Рыбинск передавал лично Михаил Иванович Субботин, который с 1949 года руководил Рыбинским заводом, а в 1956-м был назначен руководителем Пермского моторного завода. «Техническую документацию, оснастку, заделы по этим двигателям в конце 1971 года принимала команда, в которую входили специалисты отдела главного технолога (ОГТ), серийного конструкторского отдела (СКО), производственные специалисты, снабженцы и другие, в частности от производства – Г. М. Бабошин, от СКО – А. А. Атаулов. Самое живое участие в этом процессе принимали М. И. Субботин и главный инженер Пермского завода Д. А. Дическул, что позволило нам в Рыбинске в этом же году собрать и испытать первые пять двигателей.

Однако все эти двигатели были забракованы, так как на них при испытаниях проявился очень серьезный дефект – трещины на лопатках первой ступени турбины высокого давления, являющихся одними из самых главных, самых теплонапряженных деталей двигателя. Причина дефекта оказалась конструктивная. Требовалось немедленное создание новой бесполочной лопатки, которая к январю 1972-го была спроектирована. Чтобы перейти в серийном производстве на выпуск такой лопатки, требовалось 3-4 месяца напряженной работы всего заводского коллектива. Но у нас этого времени не было. Руководство страны поставило нам срок на освоение новой лопатки – один месяц. То есть в течение февраля все уже должно было быть освоено, а с марта мы обязаны были приступить к серийному выпуску 20–25 двигателей ежемесячно для отправки в Казань на комплектование ими готовых самолетов. Сегодня я понимаю: это было похоже на фантастику », – вспоминает В. М. Толоконников.

На разработку авиадвигателя ПД-35 отводится 10 лет и 180 млрд рублей >>

Участники событий рассказывают, что уже 2 февраля из Перми был доставлен чертеж новой лопатки. Было известно, что основная нагрузка по ее изготовлению ляжет на литейный цех № 41 и на механообрабатывающий цех № 34. Снова слово – В. М. Толоконникову: «За один месяц – февраль – невозможно изготовить, испытать лопатку и оформить заключение, дающее право на постановку двигателей на самолет. Только на изготовление электрокорундовых стержней, оформляющих внутреннюю полость лопатки, требуется 10–12 суток. Тогда на все остальные операции остается только 16 суток. Обращаюсь к главному конструктору П. А. Соловьеву: «Меняйте все, что угодно, но только не меняйте внутреннюю полость лопатки!» Он дает согласие. Значит, у нас есть еще 12 суток для изготовления! Однако при освоении требуется 5–7 суток на доводку оснастки, освоение всех других операций. Предлагаю изготовить пять деревянных лопаток и дать их конструкторам по оснастке, чтобы они доводили оснастку по этим моделям. Так мы выиграли еще пять суток на производство.

Модельная группа цеха № 1 сделала эти модели, а цех изготовил 90 лопаток из алюминиевого сплава, – они требовались для настройки многоместных приспособлений в цехе № 34, где велась обработка лопаток в полном комплекте. Так что, когда литые заготовки лопаток были доставлены в цех № 34, вся технологическая цепочка уже была настроена, и к 22 февраля турбины были готовы для сборки двигателя. Надо отметить, что на весь этот период освоения в ОГТ была организована диспетчерская служба конструкторов и технологов. Их вызывали на работу в любое время ». Испытания показали, что все четыре вновь собранных двигателя с модифицированной рабочей лопаткой 1-й ступени турбины работают без дефектов, а завод готов к серийному производству двигателей Д-30КУ. Среди тех, кто самоотверженно трудился в те дни ради поставленной цели, были Я. М. Кунно, А. С. Щеголев, Н. С. Якорев, зам. главного технолога Б. А. Лебедев, начальник ЦТО А. Н. Чистяков, конструктора и технологи цехов № 41 и 34 и многие другие.

Двигатель ПД-14 – предвестник возрождения отечественного гражданского авиастроения >>

Для совершенствования производства и доводки двигателя на Рыбинском моторостроительном заводе был создан филиал Пермского конструкторского бюро (ПМКБ). В самом начале в его структуре трудились не более пятнадцати человек, в том числе А. Н. Наймушин, А. П. Помогаев, Ю. И. Головатый и другие. Руководителем филиала был заместитель главного конструктора (П. А. Соловьева) Константин Денисович Колесников, а начальником отдела – Леонид Александрович Вештемов.

Отчет по первым успешно проведенным в апреле 1972 года испытаниям двигателя Д-30КУ № Т40-1, изготовленного на Рыбинском моторном заводе в марте, был подписан руководителем филиала ПМКБ К. Д. Колесниковым и главным инженером рыбинского завода Павлом Вениаминовичем Кузнецовым, со стороны заказчика – Николаем Ивановичем Агеевым. С этого времени производство двигателей семейства Д-30КУ/КП было поставлено в Рыбинске на поток. Уже к 1984 году было изготовлено около 4 500 таких двигателей.

В 1982 году главным конструктором филиала ПМКБ – замгенерального конструктора (П. А. Соловьева) был назначен Георгий Петрович Матвеенко. По словам Георгия Петровича, одним из важнейших шагов к успеху дела было взаимопонимание с генеральным директором Рыбинского завода П. Ф. Деруновым: «Провожая меня в Рыбинск, секретарь райкома партии в Перми мне так и сказал: «Найдешь общий язык с Деруновым, считай, что полдела сделал ». «Рыбинский филиал осуществлял координацию действий между разработчиком двигателя МКБ г. Перми и серийным заводом г. Рыбинска, который их изготавливал , – рассказывает Георгий Петрович. – Совместно с заводом мы вели напряженную работу по повышению надежности двигателей и одновременно по увеличению их ресурса. А так как Пермь в это время уже работала по двигателям ПС-90 и там хватало своих проблем, то в основном вся работа по сопровождению и доводке двигателей Д-30КУ/КП легла на Рыбинский филиал ПМКБ и отдел главного конструктора завода (ОГК-1) ».

Перспективы «Ильюшина» >>

В 1984 году на производство был поставлен двигатель Д-30КУ-154 для среднемагистрального пассажирского самолета Ту-154М . Это был модернизированный двигатель, со взлетной тягой 10500 кгс. В общей сложности на Рыбинском моторостроительном заводе было выпущено 1540 двигателей этой серии. Двигатель Д-30КУ-154 существенно отличался от двигателей Д-30КУ/КП тем, что был аттестован «по шуму» на соответствие нормам ИКАО в составе самолета Ту-154М, что потребовало его дооборудования специальными шумопоглощающими панелями.

Однако нет такой техники, которая бы получилась «с листа» и не нуждалась в дополнительной доводке. Как пояснил ведущий специалист по прочности и ресурсу Александр Маркович Портер, «по мере того, как увеличивается парк двигателей и количество наработанных ими часов, начинают проявляться дефекты, связанные с увеличением ресурса, а также дефекты производственного характера. Для исключения дефектов конструкторские и технологические службы предприятия разрабатывают и внедряют мероприятия, эффективность и целесообразность которых проверяется комплексом экспериментальных исследований и стендовых испытаний. Так со временем повышается надежность двигателей, улучшаются их потребительские свойства, увеличивается ресурс. Первоначальный назначенный ресурс двигателя Д-30КУ был 200 часов, со временем в результате многолетней доводки он был поэтапно увеличен до 18 тысяч часов, ресурс двигателя Д-30КП вырос до 14 тысяч часов, а двигателя Д-30КУ-154 – до 24 тысяч часов! »

«Авиастар-СП» начал производить новые модифицированные ИЛ-76МД-90А >>

Трудная, многогранная работа по совершенствованию конструкции двигателя, борьба с дефектами и улучшение потребительских свойств требуют значительных человеческих ресурсов. Если вначале в филиале ПМКБ трудилось не более 15 человек, то к концу 80-х годов уже более ста конструкторов. Позднее филиал объединили с ОГК-1, которым руководил Владимир Федорович Севастеенко. Новое объединенное конструкторское подразделение – СГК – возглавил Г. П. Матвеенко. В 1993 году права разработчика двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций, то есть право на ведение конструкторской документации и самостоятельное внесение конструктивных изменений в процессе доводки, ПМКБ на договорной основе передало Рыбинскому моторному заводу. Вместе с правами разработчика предприятию была передана и ответственность за надежность двигателей и их безопасную эксплуатацию. Как вспоминает Г. П. Матвеенко, в процессе доводки было исследовано и устранено много различных дефектов двигателей семейства Д-30КУ/КП. «Но это была очень интересная работа, – отмечает он. – Мы разрабатывали мероприятия, апробировали их и внедряли » .

Со временем для ускорения внедрения мероприятий потребовалось перейти к специальным испытаниям двигателей, их отдельных узлов и деталей. Специальные испытания двигателей проводились на стенде 17 цеха № 7. Позднее для проведения таких испытаний двигателей был переоборудован стенд 16, оснащение которого позволяло легче осуществлять обработку получаемых параметров в динамической лаборатории цеха № 23 РКБМ. Препарирование опытных деталей выполняли специалисты экспериментально-исследовательского отдела (ЭИО), возглавляемого С. М. Пиотухом. Увеличение ресурса двигателя было бы невозможно без проведения на специальных установках эквивалентно-циклических испытаний основных деталей, таких как диски компрессора и турбины, валы и корпуса камеры сгорания .

Первый полет Ил-76МД-М после модернизации >>

В рыбинском КБ работу по продвижению идеи создания таких установок возглавил С. П. Кузнецов, он же пробивал площади под их монтаж. Первая установка для испытания дисков турбины низкого давления была спроектирована специалистами ОГК-2, которым руководил А. А. Крупнов, и запущена в цехе № 7. Впоследствии там же были спроектированы установки УИВ-1 и УИВ-2 для испытания валов, УИР-2 для испытания дисков компрессора высокого давления, установка для гидроциклических испытаний высоконагруженных корпусов и другие испытательные объекты. Установки монтировали в ЭИО опытного завода и эксплуатировали его работники. Установки были аттестованы специалистами сертификационного центра «Качество» ФГУП «ЦИАМ им. П. И. Баранова» и продолжают функционировать в настоящее время.

К большому сожалению, работа с дефектами была связана и с расследованием аварийных ситуаций. Один из самых трагических случаев – катастрофа самолета Ил-62 в Варшаве в 1986 году, произошедшая по причине выхода из строя межвального подшипника двигателя. Подобные случаи всегда очень болезненны и тяжелы как для разработчика, так и для изготовителя двигателя и требуют принятия неотложных и исчерпывающих мер по их дальнейшему недопущению. Тогда благодаря тщательному анализу причин разрушения подшипника, проведенным исследованиям и уникальным испытаниям конструкторам удалось найти оптимальную конструкцию подшипника, разработать необходимые средства и методы его контроля в эксплуатации, которые позволили исключить этот очень опасный аварийный дефект.

Преодолена зависимость от Украины по вертолетным двигателям >>

Были и другие причины подобных трагедий. «Однажды над Красноярском, на трассе Хабаровск–Москва, у двигателя самолета Ту-154М оторвалась лопатка турбины и попала в багажный отсек. Багаж загорелся. К этому моменту такие ситуации уже были отработаны, и самолеты оснащались противопожарным оборудованием. Так что тогда справиться с ситуацией удалось – дверь отсека была прорублена, пожар потушен. А вот в Иркутске из-за ошибки экипажа, не среагировавшего на аварийную сигнализацию «Опасные обороты стартера», оборвался диск ротора турбостартера и перебил трубопровод гидросистемы самолета. Самолет потерял управление, погибли люди. Георгий Петрович помнит обстоятельства всех аварий, в расследовании которых ему пришлось участвовать. И если согласно выводам комиссии, расследовавшей авиационное происшествие, его причиной был отказ двигателя, это каждый раз означало одно – начало напряженной, на пределе физических и интеллектуальных возможностей, работы всего коллектива предприятия по локализации и исключению причины отказа, разработке эффективных конструктивных и технологических мероприятий, изменению правил эксплуатации. «Не случайно утверждение, что в авиации все правила написаны кровью », – отмечает Георгий Петрович.

Магистральный самолет 21 века >>

Почему двигатель, созданный едва ли не полвека назад, остается востребованным и сейчас , в век стремительного конструктивного и технологического совершенствования авиационной техники? Двигатели семейства Д-30КУ/КП во время их создания были значительно лучше многих зарубежных аналогов. Их базовая конструкция, в которой был заложен большой запас прочности, прошла эксплуатационную проверку на двигателях-прототипах Д-30. В 60-е годы в мире только начинали делать двухконтурные двигатели. Реализованная в этих двигателях двухконтурная схема позволила получить очень низкий по тем временам расход топлива и хорошие экологические характеристики, в частности по шуму. Хорошие параметры, заложенные в конструкцию двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 разработчиками, постоянное повышение потребительских свойств в процессе доводки, отработанный на нашем заводе высокотехнологичный, часто на уровне «ноу- хау», ремонт и отлаженное сервисное обслуживание двигателей в эксплуатации обеспечили их многолетний жизненный цикл. Этому способствовало также высокое качество и аэродинамическое совершенство самолетов, на которые их устанавливают. Особенно это относится к самолетам Ил-76, которые и в настоящее время интенсивно эксплуатируются с этими двигателями в России и ряде зарубежных стран. С 1972 года было выпущено более 8500 двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций, суммарная эксплуатационная наработка которых составляет сейчас 56 миллионов часов.

Двигатель Д-30КУ был рожден в Пермском КБ. Однако неизвестно, что труднее – родить или вырастить и воспитать. Многолетняя успешная доводка серии Д-30, проведенная в Рыбинске, это и есть воспитание двигателя.

Статьи, которые Вам могут быть интересны:

Первый китайский магистральный самолет совершил первый полет >>

«Кабелерезчик» натовских систем связи вышел на испытания >>

Готовится база для создания гиперзвуковых ракет >>

Двигатель ПД-35 – отводится 10 лет и 180 млрд рублей >>

СМОТРИТЕ ВИДЕО:

Испытания нового самолета МС-21 Ил-96-300 -самолет президента Самолет МС-21 Самолет Ил-76МД-90А

Общие Сведения

Двигатель Д-ЗОКУ (рис. 1) -турбореактивный двухконтурный двухроторный с двухкаскадным компрессором, со смешением потоков наружного и внутреннего контуров, предназначен для эксплуатации на самолетах с большой дальностью и околозвуковой скоростью полета.

Двухконтурная схема, по сравнению с обычной, позволяет значительно снизить удельный расход топлива во всем диапазоне летных условий и режимов работы двигателя. Степень двухконтурности двигателя - отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний - на взлетном режиме равна 2,35.

Двухконтурная двухроторная схема двигателя со сжатием воздуха в двухкаскадном компрессоре позволяет, кроме того, значительно повысить эксплуатационные качества, расширить диапазон устойчивой работы, улучшить запуск и приемистость двигателя.

Двигатель Д-ЗОКУ выпускается с реверсивным устройством и без него. Реверсивное устройство устанавливается на двигатель для получения обратной тяги, обеспечивающей сокращение длины пробега самолета при посадке и его экстренное торможение при прерванном полете.

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.

Двигатель состоит из следующих основных узлов: компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного и реверсивного устройств (см. рис. 1 и 2).
Компрессор двигателя двухкаскадный, осевой: I каскад - КНД - имеет I сверхзвуковую ступень и приводится во вращение ТНД; II каскад - КВД - приводится во вращение ТВД.
Двигатель оборудован следующими системами защиты и раннего обнаружения неисправностей:

·системами ограничения максимальной частоты вращения роторов КВД и КНД и максимального давления воздуха за КВД;

·системой ограничения температуры газа за турбиной на основных режимах работы двигателя;

·системой защиты от опасных частот вращения турбины ППО, воздушного турбостартера и генератора переменного тока;

·противообледенительной системой (ПОС) воздухозаборника, обтекателя передней опоры и лопаток ВНА КНД;

·системой сигнализации и пожаротушения внутри двигателя;

·системой контроля и сигнализации о вибронагрузках двигателя;

·сигнализацией о наличии металлической стружки в масляной системе;

·сигнализацией о перепаде давлений на основном топливном фильтре;

·сигнализацией о минимально допустимом давлении топлива в насос-регуляторе;

·сигнализацией о минимально допустимом давлении масла на входе в двигатель.

Характеристики двигателя

турбореактивный двигатель топливный дроссельный

Дроссельная, скоростная и высотная, а также тяговые характеристики двигателя на режимах обратной тяги построены по результатам расчета и испытаний двигателя в земных и высотных условиях и характеризуют «средний двигатель». Отклонение характеристик от их средних значений задается допусками на основные данные двигателя.

Дроссельные характеристики представляют зависимость тяги двигателя Р, температуры газа за турбиной, частоты вращения ротора КНД, удельного расхода топлива, расхода воздуха через двигатель, степени двухконтурности, а также температуры и давления по тракту двигателя от частоты вращения ротора КВД.

С увеличением частоты вращения ротора КВД все перечисленные параметры повышаются, за исключением степени двухконтурности и удельного расхода топлива. С увеличением расхода топлива увеличивается количество энергии, подводимой к рабочему телу, что приводит к повышению темпера туры и давления газа перед турбиной, а также по всему газовоздушному тракту двигателя. С ростом температуры и давления газа перед турбиной увеличивается удельная тяга. Одновременно увеличивается и расход воздуха через двигатель, приводящий к росту тяги двигателя.

Характер изменения удельного расхода топлива объясняется в основном изменением соотношения между значениями температуры газа перед турбиной и степенью повышения давления воздуха в компрессоре.

На малых режимах влияние степени повышения давления в компрессоре превалирует над влиянием температуры газа перед турбиной, что приводит к снижению удельного расхода топлива при повышении режима работы двигателя. На больших режимах, наоборот, превалирует влияние температуры газа перед турбиной и удельный расход топлива растет.

На приведенной частоте вращения ротора КВД 8600 об/мин происходит незначительное скачкообразное изменение параметров двигателя, обусловленное закрытием клапанов перепуска воздуха в наружный контур из-за V и VI ступеней КВД.

Скоростная характеристика работы двигателя на взлетном режиме у земли показывает, что увеличение скорости полета (числа М) приводит к падению тяги и увеличению удельного расхода топлива. Падение тяги объясняется тем, что уменьшение удельной тяги превалирует над увеличением расхода воздуха через двигатель в данном диапазоне скоростей полета.

Изменение тяги двигателя на взлетном режиме в зависимости от атмосферных условий при работе» двигателя у земли при различных числах М - при температуре наружного воздуха выше 21 °С двигатель работает на постоянной максимальной частоте вращения ротора КВД; температура газа перед турбиной при этом постоянная. Тяга двигателя с увеличением температуры наружного воздуха падает вследствие уменьшения расхода воздуха, проходящего через двигатель, и степени повышения давления в компрессоре. При температуре наружного воздуха ниже 21 °С двигатель работает с ограничением взлетного режима по полному давлению за КВД.

Основные узлы двигателя

Основными узлами и системами, входящими в двигатель, являются: компрессор, камера сгорания, турбина, приводы, реактивное сопло и реверсивное устройство, агрегаты, обслуживающие двигатель и самолет, системы защиты, раннего обнаружения неисправностей и контролирующая аппаратура.

Устройство и работа узлов двигателя

Компрессор двигателя - осевой левого вращения, выполнен по двухвальной схеме и состоит из двух каскадов: I - низкого давления и II - высокого давления. КНД и КВД имеют различную производительность и напорность, их роторы вращаются с разной скоростью.

КНД приводится во вращение II турбиной и имеет три ступени, из которых первая ступень сверхзвуковая, а остальные - дозвуковые. КВД приводится во вращение I турбиной и имеет одиннадцать дозвуковых ступеней.

Для обеспечения устойчивой работы двигателя на нерасчетных режимах, а также для снижения вибронапряжений на рабочих лопатках компрессора ВНА КВД имеет поворотные лопатки, а за V и VI ступенями КВД имеются клапаны перепуска воздуха в наружный контур двигателя, а над рабочими лопатками I ступени - замкнутая полость с перфорированной стенкой.

На выходе из КНД и КВД направляющие аппараты состоят из двух рядов лопаток. Для снижения виброперегрузок корпусов опоры роликоподшипников роторов КНД и КВД выполнены упругодемпферными (упругодемпферная опора состоит из упругого элемента - рессоры типа «беличьего колеса» и кольцевого масляного демпфера).

Компрессор низкого давления

КНД состоит из следующих основных узлов: переходника, входного корпуса, обтекателя, трех корпусов с направляющими аппаратами, ротора, вала привода, соединительного болта. Входной корпус является одновременно ВНА. Он состоит из наружного корпуса, двадцати шести лопаток 55, внутреннего кольца, передней и задней крышек и корпуса подшипника.

Лопатки крепятся к наружному корпусу и внутреннему кольцу болтами. Болты контрятся раскерновкой с торцов резьбовых концов. Для образования проточной части между наружными полками лопаток служат вставки 58, которые крепятся к наружному корпусу болтами. К внутреннему кольцу болтами крепятся передняя и задняя крышки, которые соединяются винтами по внутренним фланцам.

По внутреннему диаметру крышек центрируется и крепится корпус подшипника, в который запрессована стальная обойма. К корпусу подшипника крепится наружная рессора упругодемпферной опоры, к которой присоединяется внутренняя рессора, оканчивающаяся стаканом. Упругие элементы рессор сделаны типа «беличъих колес». В стакане внутренней рессоры зажимается гайкой наружная обойма роликоподшипника.

На наружной поверхности стакана внутренней рессоры имеются две канавки, в которые вставляются четыре маслоуплотнительных кольца (по два кольца в каждую канавку), образующие между обоймой корпуса подшипника и стаканом внутренней рессоры демпферную полость. В демпферную полость подводится масло из масляной магистрали двигателя через переходник. Наружная и внутренняя рессоры изготовлены из стали; наружный корпус, корпус подшипника, лопатки, крышки и внутреннее кольцо - из титанового сплава.

К переднему фланцу корпуса подшипника крепится крышка опоры, выполненная из магниевого сплава, на которую устанавливается маслоушютнитель четырьмя бронзовыми уплотнительными кольцами и переходник с форсункой для смазки роликоподшипника. К корпусу подшипника болтом через крышку, изготовленную из титанового сплава, крепится обтекатель. Для предотвращения обледенения лопатки входного корпуса обогреваются горячим воздухом, который проходит по каналам вдоль лопаток.

Компрессор высокого давления

КВД состоит из следующих основных узлов: ВНА, корпуса направляющими аппаратами и рабочими кольцами, направляющего аппарата XI ступени, ротора КВД, корпуса перепуска, воздуха кожухов, лабиринтов шарикового и роликового подшипников.

ВНА устанавливается на входе в КВД и служит для направления потока воздуха в лопатки рабочего колеса I ступени: Для снижения вибронапряжений в лопатках и расширения зоны устойчивой работы компрессора на частоте вращения запуска и при выходе на рабочие режимы ВНА имеет механизм поворота лопаток. При повороте лопаток меняется проходное сечение, что

позволяет менять расход воздуха через КВД. Поворот лопаток ВНА осуществляется по заданной программе в зависимости от приведенной частоты вращения ротора КВД.

При работе двигателя на частоте вращения менее (8130+150) об/мин лопатки устанавливаются на исходный угол -33°, в диапазоне от (8130 + 150) до (9900±150) об/мин происходит поворот лопаток (увеличение угла установки) от -33° до -5°, при частоте вращения более (9900+150) об/мин лопатки устанавливаются на угол -5°.

ВНА состоит из наружного кольца 66 (рис. 26), внутреннего кольца 65, направляющих лопаток 67, рычагов 72 и ведущего кольца 68 с роликами 56 и пальцами 37 механизма поворота направляющих лопаток. Ведущее кольцо приводится в движение агрегатами: регулятором РНА-ЗОК и цилиндром управления ЦНА-ЗОК ВНА, расположенными диаметрально противоположно на разделительном корпусе. Оба агрегата развивают усилие для поворота лопаток и передают его через рычажную систему в две диаметрально противоположные точки ведущего кольца. Наружное кольцо изготовлено из титанового сплава. Передним фланцем кольцо крепится к разделительному корпусу. На наружной поверхности кольца имеются бобышки, в которые запрессованы стальные сферические втулки, служащие опорами для верхних цапф лопаток. Около заднего фланца крепятся на заклепках пластинчатые секторы. Секторы ограничивают радиальное смещение ведущего кольца с помощью роликов, закрепленных на нем. На внутренней поверхности наружного кольца имеются два пояска, по которым центрируется рабочее кольцо 2 I ступени. Для достижения минимальных радиальных зазоров между рабочими кольцами и лопатками ротора компрессора внутренние поверхности рабочих колец III - VIII ступеней покрыты алюмографитовой уплотнительной массой. Над рабочими лопатками II и III ступеней уплотнительная масса нанесена непосредственно на корпус компрессора. В рабочих кольцах IX, X и XI ступеней выполнены проточки типа «ласточкин хвост», в которые вставлены графито-никелевые вставки.

Корпус перепуска воздуха- сварной конструкции, изготовлен из титанового сплава. Состоит из обечайки, к которой приварены два торцовых фланца и два внутренних ребра. Корпус перепуска монтируется на корпусе компрессора высокого давления и образует совместно с ним изолированные кольцевые полости. Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный. К обечайке корпуса приклепаны три фланца, на которых болтами крепятся шесть клапанов перепуска: три передних клапана осуществляют перепуск воздуха из-за V ступени, три задних из-за VI ступени.

Разделительный корпус и коробки приводов

Разделительный корпус, расположенный между компрессорами низкого и высокого давления, служит для разделения воздуха на два потока, а также для размещения деталей центрального привода, крепления передней коробки приводов агрегатов и для монтажа шарикового и роликового подшипников роторов компрессоров низкого и высокого давления. Разделительный корпус является силовым корпусом, на нем закреплены узел верхней подвески и два боковых кронштейна, предназначенных для крепления двигателя на самолете.

Выходящий из компрессора низкого давления воздух делится в разделительном корпусе на два потока, один из которых идет в кольцевой канал наружного контура, другой - в компрессор высокого давления. Во внутренней кольцевой коробке разделительного корпуса монтируется корпус приводов передачи к агрегатам, а на нижний фланец устанавливается передняя коробка приводов.

Передача вращения от ведущих зубчатых колес, закрепленных на валах роторов компрессоров, к зубчатым колесам передней коробки приводов и далее к зубчатым колесам задней коробки приводов осуществляется через шлицевые валики в нижней вертикальной стойке разделительного корпуса и в кожухе между передней и задней коробками приводов.

Разделительный корпус

Разделительный корпус отлит из магниевого сплава и состоит из наружного обода, внутренней кольцевой коробки, разделительного кольца, шести радиальных и восьми тангенциальных стоек. Четыре радиальных и восемь тангенциальных стоек - цельные, верхняя и нижняя вертикальные стойки - полые. Разделительное кольцо и стойки - обтекаемой формы. Верхняя полуокружность наружного обода охвачена силовым кольцом жесткости коробчатого типа, на котором имеется двенадцать технологических отверстий, закрытых заглушками.

Разделительный корпус является силовым корпусом - на нем расположены узел верхней подвески, два кронштейна боковой подвески, два транспортировочных кронштейна и фланцы для крепления агрегатов. Во внутренней кольцевой коробке разделительного корпуса монтируется центральный привод. Разделительный корпус отлит из магниевого сплава и состоит из наружного обода с передним и задним фланцами, внутренней кольцевой коробки, разделительного кольца, шести радиальных и восьми тангенциальных стоек. В нижней вертикальной стойке проходят шлицевые валики приводов агрегатов. Верхняя полая стойка суфлирует внутреннюю полость разделительного корпуса с задней коробкой приводов, кожухом вала турбины и маслобаком. Верхняя полуокружность наружного обода охвачена силовым кольцом жесткости коробчатого типа для усиления узла верхней подвески.

К переднему фланцу наружного обода крепится корпус третьей ступени первого каскада компрессора, который дополнительно центрируется по цилиндрическому пояску на кольцевой коробке. На шпильках переднего фланца наружного обода устанавливаются кронштейны крепления: масляного бака, топливо-масляного радиатора, электрозаслонки противообледенительной системы, гидробака реверсивного устройства, мотогондолы, вибродатчика, датчика замера давления топлива в первом контуре форсунок, сигнализатора перепада давления за вторым и первым каскадами компрессора и щитка штепсельных разъемов.

Передняя коробка приводов

Передняя коробка приводов служит для установки и крепления на ней агрегатов и размещения зубчатых колес приводов к ним, а также для размещения привода к задней коробке приводов. На передней коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: центробежный воздухоотделитель ЦВС-30 с фильтром-сигнализатором, центробежный регулятор ЦР-1-ЗОК, датчик ДТЭ-5Т частоты вращения вала ротора компрессора низкого давления, масляный фильтр МФС-30, основной масляный насос ОМН-30 и кран слива масла К корпусу передней коробки крепится корпус опоры с переходником кожуха шлицевого вала передачи вращения к задней коробке приводов, штуцер - тройник отвода масла от фильтра МФС-30 в магистраль двигателя.

К крышке коробки крепятся дренажный бачок и штуцер подвода масла от откачивающего маслонасоса МНО-1 передней опоры КНД в переднюю коробку. Передняя коробка приводов состоит из корпуса, крышки, корпуса опоры с переходником и деталей привода. Корпус, крышка и корпус опоры отлиты из магниевого сплава и соединены между собой шпильками, ввернутыми в корпус коробки. Крышка центрируется на корпусе с помощью штифта на маслоперепускной втулки, запрессованных в корпусе. Корпус опоры центрируется на корпусе с помощью двух штифтов, запрессованных в корпус. Для уплотнения соединений между фланцами корпуса, крышки и корпуса опоры устанавливаются паронитовые прокладки, смазанные с обеих сторон силоксановой эмалью КО-813.

Верхним фланцем корпус коробки приводов устанавливается на нижнем фланце разделительного корпуса и крепится к нему шпильками. Коробка приводов центрируется на разделительном корпусе с помощью штифта и маслоперепускной в гулки, запрессованных во фланце корпуса коробки. Для уплотнения соединения между фланцами разделительного корпуса н корпуса коробки устанавливается паронитовая прокладка, смазанная с обеих сторон силоксановой эмалью КО-813. Для крепления агрегатов на корпусе н крышке передней коробки имеются фланцы с ввернутыми в них шпильками.

Задняя коробка приводов

Задняя коробка приводов служит для установки и крепления на ней агрегатов и размещения зубчатых колес приводов к агрегатам.

На задней коробке приводов устанавливаются следующие агрегаты: генератор переменного тока ГТ40ПЧ6, подкачивающий топливный насос ДЦН44С-ГОТ, поршневой насос НП.25-5 (самолетной системы), датчик приведенных оборотов ДПО-ЗОК, поршневой насос НП25-5 (гидравлической системы реверсивного устройства), центробежный суфлер ЦС-З-К, насос-регулятор НР-ЗОКУ, датчик частоты вращения ДГЭ-5Т ротора компрессора высокого давления, воздушный стартер СтВ-ЗТ, переходник с перебором турбины ППО, регулятор привода постоянных оборотов РППО-3-КП, откачивающий маслонасос. Поршневой насос гидравлической системы реверсивного устройства устанавливается только на двигатели с реверсивным устройством.

Кроме того, на задней коробке приводов устанавливаются: сливной кран, штуцер с поворотным угольником для подвода воздуха из-за Y1 ступени компрессора на наддув лабиринтов уплотнений турбины ППО. привода генератора, привода датчика частоты вращения ДТЭ-5Т и запасного привода ППО, штуцер подвода масла из передней коробки в заднюю и кронштейн датчика режимов ДР-4М-2С. Задняя коробка приводов состоит из переднего и заднего корпусов коробки, корпуса крышки перебора турбины ППО, деталей приводов агрегатов, штуцеров для присоединения трубопроводов воздушной и маслосистем. Передний и задний корпуса коробки отлиты из магниевого сплава и соединены между собой шпильками.

В задней коробке приводов имеются два запасных привода; один из них используется для измерения частоты вращения ротора генератора датчиком ДГЭ-5Т при отладке ППО в стендовых условиях, другой - для проворачивания ротора компрессора высокого давления от руки. Крепление задней коробки приводов на двигателе осуществляется двумя радиальными подвесками, которые крепятся к наружному кольцу направляющего аппарата XI ступени компрессора высокого давления.

Камера сгорания

Камера сгорания двигателя - трубчато-кольцевого типа, расположена между КВД и 1 турбиной. Камера сгорания состоит из следующих основных узлов: диффузора. съемного кожуха, внутреннего кожуха, двенадцати жаровых труб с газосборниками, двенадцати стоек и двенадцати форсунок. В узел камеры сгорания также входят: кожух вала, передний наружный кожух. задний наружный кожух, стаканы отбора воздуха и внутренние трубопроводы воздушной, масляной, суфлирующей систем.

Жаровые трубы рас положены в кольцевой полости, образованной диффузором со съемным кожухов и внутренним кожухом камеры сгорания. Диффузор и внутренний кожух образуют в передней части профилированный кольцевой диффузор, в котором с минимальными гидравлическими потерями снижается скорость воздуха перед входом его в жаровые трубы.

Диффузор камеры сгорания - сварной конструкции, изготовлен из листовой стали и является силовым узлом двигателя. Диффузор состоит из профилированного кожуха и корпуса. Кожух в передней части имеет фланец, который служит для крепления направляющего аппарата XI ступени КВД. К задней части кожуха приварен корпус диффузора. Корпус имеет два кольцевых фланца. К переднему фланцу крепятся: на наружный ряд отверстий - съемный кожух на внутренний ряд отверстий - стойки, которые вместе с диффузором, внутренним кожухом направляющим аппаратом XI ступени КВД образуют силовую коробку. К заднему фланцу на наружный ряд отверстий крепится съемный кожух, а на внутренний - сопловый аппарат I ступени турбины. Кожух диффузора и съемный кожух образуют внутреннюю поверхность канала наружного контура. В передней части профилированного кожуха приварены двенадцать фланцев с четырьмя резьбовыми отверстиями на каждом для крепления топливных форсунок.

Внутренний кожух камеры сгорания - сварной конструкции, состоит из обечайки, изготовленной из листовой стали толщиной 2 мм, двух фланцев, кольца и опоры шарикоподшипника ротора КВД. Для увеличения устойчивости обечайки кожуха к ее внутренней поверхности приварены четыре кольцевых ребра жесткости. В опору шарикоподшипника запрессована стальная обойма. К переднему торцу опоры на болтах крепятся лабиринты масляного уплотнения шарикоподшипника ротора КВД. К заднему торцу опоры крепится кожух вала. В диафрагме опоры двенадцать сквозных отверстий для суфлирования смежных полостей.

Внутренняя поверхность жаровых труб покрыта жаростойкой эмалью. Головки жаровых труб - щелевого типа. В передней части головок имеются втулки, с помощью которых жаровые трубы монтируются на кожухи топливных форсунок и фиксируются в радиальном направлении. В осевом направлении жаровые трубы фиксируются подвесками с помощью втулок, приваренных к первым секциям. Внутренние поверхности втулок - сферические; в них поставлены сферические кольца с цилиндрическими отверстиями для центровки подвесок. Цилиндрическая поверхность подвесок азотирована.

Дефлектор - сварной конструкции, изготовлен из листового титанового сплава толщиной 1,5 мм. Дефлектор служит для устранения уступа иуменьшения потерь в канале наружного контура в месте установкисъемного кожуха диффузора. Дефлектор состоит из двух половинс разъемом по вертикальной оси двигателя для облегчения установкиего на двигатель.

Турбина

Осевая турбина двигателя - шестиступенчатая двухвальная. I и II ступени (I турбина) вращают ротор КВД, III-VI ступени (II турбина) вращают ротор КНД. Роторы I и II турбин вращаются с разной скоростью. Направление вращения роторов - левое, если смотреть со стороны сопла. Для снижения виброперегрузок корпусов двигателя опоры роликоподшипника I турбины и заднего роликоподшипника II турбины выполнены упругодемпферными.

Упругодемпферная опора состоит из упругих элементов (рессор) тина «беличьего колеса» и кольцевого масляного демпфера. Для уменьшения гидравлических потерь в наружном контуре над II турбиной установлен кожух.

Турбина служит для привода во вращение роторов компрессора и агрегатов. Она преобразует тепловую энергию газов, поступающих из камеры сгорания, в механическую энергию вращения валов. Турбина шестиступенчатая двухкаскадная реактивного типа.

Первая турбина, двухступенчатая, вращает ротор II каскаде компрессора. Вторая турбина вращает ротор I каскада компрессора.

Ротор первой турбины состоит из двух рабочих колес и вала. Диски колес болтами крепятся к фланцу вала. Вал спереди опирается на роликовый подшипник и шлицевой муфтой соединяется с валом ротора II каскада компрессора. Рабочие лопатки I ступени бандажных полок не имеют. Внутри лопаток имеется канал, в котором расположены отлитые за одно целое со стенками горизонтальные и наклонные перемычки. Лопатки II ступени имеют бандажные полки. Внутри лопаток имеется шесть продольных каналов. Воздух для охлаждения рабочих колес I и II ступеней отбирается из камеры сгорания (вторичный воздух). Он проходит по каналам между лабиринтными уплотнениями, протекает под дефлекторами, охлаждая диски с обеих сторон и замки лопаток, проходит по каналам лопаток, охлаждая их, и выходит через торцы в проточную часть.

Ротор второй турбины состоит из четырех рабочих колес и вала, расположенного внутри вала первой турбины. На вале имеются два фланца, к которым болтами присоединяются по два диска рабочих колес. Передней опорой вала служит роликовый подшипник, помещенный между валами роторов, задней опорой - роликовый подшипник задней опоры. Спереди шлицами вал соединяется с валом компрессора I каскада. Рабочие лопатки сплошные неохлаждаемые с бандажными полками. Охлаждаются воздухом, подводимым из наружного контура через заднюю опору и полость вала, только диски рабочих колес. Внутри вала установлена труба для отсасывания воздуха из полости между внутренним кожухом камеры сгорания и кожухом вала.

Статор турбины состоит из сопловых аппаратов и промежуточных колец, жестко соединенных болтами. Он крепится к диффузору камеры сгорания и задней опоре. Лопатки сопловых аппаратов I и II ступеней охлаждаются воздухом (вторичным), подводимым из камеры сгорания. Воздух с торца входит внутрь лопаток, дефлекторами прижимается к передним кромкам и через отверстия в задней кромке выходит в проточную часть. Сопловой аппарат I ступени имеет перегородку, служащую опорой для роликового подшипника первой турбины. Лопатки сопловых аппаратов второй турбины неохлаждаемые. Охлаждается только наружная стенка, омываемая воздухом из II контура.

Реверсивное устройство

Реверсивное устройство служит для создания обратной тяги(v: с целью торможения при посадке самолета и в отдельных случаях используется при прерванном взлете. Оно устанавливается па всех двигателях самолета. По конструкции оно относится к створчатому типу с расположением створок снаружи двигателя.

Режимы работы реверсивного устройства:

¨режим ПТ (прямой тяги). Створки расположены слева и справа корпуса. Газы выходят через канал корпуса в осевом направлении, образуя прямую реактивную тягу;

¨режим ОТ (обратной тяги). Створки перекладываются на срез реактивного сопла, перекрывают осевой выход газов и направляют его двумя струями слева и справа вперед под углом примерно 50° к оси двигателя. На корпус двигателя действует реактивная сила, направленная против движения самолета.

Основные данные режимов ОТ (/1 = 0, ч = 0, МСА):

Режим минимальной обратной тяги:

тяга не более 4900 Н

частота вращения ротора II каскада......60±3%

температура газа за турбиной.........не более 495°С

Режим максимальной обратной тяги:

тяга...................... 37278 II

частота вращения ротора II каскада......93"±1,5%

температура газа за турбиной не более 615С

Время перекладки створок с режима ПТ на режим ОТ 2с

Время приемистости 10 с

Число включений реверсивного устройства на каждые 100 ч работы 100

Время непрерывной работы не более 1 мин

Принципиальная схема топливной системы

Система топливоподачи предназначена для бесперебойной подачи топлива от топливных баков к рабочим форсункам двигателя в количестве, обеспечивающем его нормальную работу на всех режимах и при любых внешних услрвиях.

Основными топливами двигателей гражданской авиации являются керосины ТС-1 и Т-1.

В международных аэропортах могут применяться зарубежные топлива Автур-50, тип А-1, PL-4, JP-5, П-2, LW-9025, которые по своим физико-химическим свойствам близки к отечественным сортам топлива.

Указанные сорта топлив гигроскопичны, т. е. обладают свойством поглощать пары воды из воздуха. Вследствие этого при понижении температуры топлива происходит выделение воды во взвешенном состоянии, которая превращается в кристаллы льда, оседающие на фильтрах системы, что уменьшает пропускную способность питающих магистралей и вызывает топливное «голодание» двигателей. Для предотвращения этого процесса при температуре наружного воздуха +5°С и ниже добавляется жидкость И или ТГФ (в зарубежных аэропортах - ИКАР-РА-600). Кроме того, на этом двигателе, также как и на Д-30Кп, основной топливный фильтр специально расположен в топливно-масляном радиаторе, где его корпус обогревается потоком масла, выходящего из двигателя.

Систему топливоподачи двигателя в зависимости от назначения и давления в ее агрегатах можно разделить на три системы: низкого давления, высокого давления и дренажную.

В систему высокого давления входят насос-регулятор НР-30КУ-4, температурный датчик; регулятор привода постоянной частоты вращения, датчик приведенных частот вращения, центробежный регулятор исполнительный механизм; регулятор входного направляющего аппарата цилиндр, гидроцилиндры гидроцилиндр распределительной заслонки отбора воздуха; воздушные фильтры, топливные фильтры, форсунки ФР-40-ДСМ и трубопроводы, соединяющие перечисленные агрегаты.

Дренажнаясистема: дренажный бачок передний - для слива топлива из агрегатов и топливных коллекторов, дренажный бачок задний - для слива топлива из камеры сгорания при неудавшемся запуске. Из бачков топливо выдувается воздухом поступающим из наружного контура к срезу сопла.

Система низкого давления служит для подачи отфильтрованного топлива с избыточным давлением к насосу-регулятору, обеспечивая его безкавитационную работу, подкачивающий топливный насос (двигательный) ДЦН44-П3Т, топливоподкачивающий насос (самолетный) ЭЦН-85.

Принцип работы топливной системы

Топливо из самолетного топливного бака подводится к подкачивающему насосу, во входном трубопроводе которого имеется штуцер (для консервации двигателя). От насоса топливо поступает через датчик расходомера к ТМР (топливомасляный радиатор) , в конструкцию которого входят перепускной клапан радиатора, топливный фильтр с перепускным клапаном, клапан стравливания воздуха и штуцер, для подсоединения сигнализатора. В ТМР топливо подогревается, охлаждая откачиваемое из двигателя масло, и поступает в фильтр. Если перепад давлений топлива в радиаторе составит 0,02+°"МПа, то клапан откроется и начнет перепускать топливо помимо радиатора. Так же, но при перепаде давлений (0,05±0,026) МПа, работает клапан фильтра, тонкость фильтрации двух фильтропакетов которого составляет 25 ... 30 мкм. В штуцер монтируется сигнализатор СгДФР-1Т заданного перепада давлений на фильтре ТМР, который при перепаде давлений (0,04±0,005) МПа выдает к кабину экипажа сигнал «Топливный фильтр засорен».

Из ТМР по трубопроводу, имеющему штуцер для подсоединения датчика ИДТ-4 замера давления топлива на входе в насос-регулятор, топливо поступает в агрегат НР-ЗОКУ (НР-ЗОКП) 4.

От HP по трубопроводам и топливо под высоким давлением поступает в кольцевые топливные коллекторы I и II контуров, откуда по трубопроводам к форсункам ФР-40ДСМ. На трубопроводе имеется штуцер, соединенный трубкой с датчиком ИДТ-100 замера давления топлива в I контуре форсунок, а на трубопроводе -штуцер, предназначенный для консервации II контура форсунок и замера давления топлива в этом контуре при стендовых испытаниях.

При запуске двигателя топливо под высоким давлением поступает от HP по трубопроводу через Датчик ДПО-ЗОК и фильтр к шести гидроцилиндрам КПВ. Одновременно топливо под высоким давлением поступает от HP по трубопроводам и через фильтр к гидроцилиндру.

На проведенной частоте АВДпр=8600 об/мин топливо сливается из КПВ через датчик, минуя его сливную полость, и поступает на вход в HP по трубопроводам.

При частоте вращения авд=8700 об/мин по трубопроводам и через фильтр происходит слив топлива из гидроцилиндра HP.

Для поддержания одинакового давления топлива в сливных полостях механизма регуляторов датчиков они соединены трубопроводами с входным патрубком HP или его внутренней сливной полостью.

По трубопроводам и к датчику ТД-ЗОК подводится под высоким давлением топливо от HP, а по трубопроводу топливо отводится к ДПО-ЗОК с командным давлением рт дв, пропорциональным температуре воздуха на входе в двигатель.

При останове двигателя топливо из трубопроводов через клапан слива HP сливается по трубопроводам в передний дренажный бачок. В этот бачок по трубопроводам производится слив топлива из полостей уплотнений ведущих валиков насосов, датчика, регуляторов. Топливо поступившее в передний дренажный бачок, вытесняется воздухом, отбираемым из канала наружного контура двигателя, в трубопровод суфлирования на срез реактивного сопла двигателя.

Контроль за работой топливной системы

Для контроля за работой топливной системы устанавливают:

манометр давления топлива перед форсунками, давление до 6,38 МПа (65 кгс/см2). Датчик ИДТ-I00 устанавливается в коллекторе первого контура форсунок;

манометр давления топлива перед агр. НР-30КУ-4, давление 0,18 ... 0,28 МПа (1,8 ... 2,9 кгc/cM2). Датчик ИДТ-4 устанавливается на трубопроводе после ТМР;

красное светосигнальное табло «Р топлива». Загорается при давлении топлива менее 0,16 МПа (1,6 кгс/см2). Датчик МСТБ-l,6 устанавливается в трубопроводе после ТМР;

красное светосигнальное табло «Фильтр засорен». Датчик Сг ДФР - 1Т устанавливается в трубопроводе после ТМР. Загорается при P на фильтре 0,04 МПа (0,4 кгс/см2);.

расходомер топлива мгновенно-суммирующий;

красное светосигнальное табло «Остаток топлива 2500 л» - указывает на остаток топлива в баке 2500 л;

указатель температуры топлива, поступающего к двигателю.

Температура топлива должна быть не ниже минус 35 С при топливе jet - A. Датчики температуры находятся в баках самолета.

Кроме перечисленных приборов и светосигнальных табло, имеется автоматический контроль за работой топливной системы:

в случае достижения температуры газа за турбиной значения, ограничиваемого системой ВПРТ - 44 для данных атмосферных условий, происходит уменьшение подачи топлива в двигатель;

при достижении максимально допустимой частоты вращения ротора КНД пI мах=93,5…95 % уменьшается подача топлива в двигатель; в случае превышения давления воздуха за компрессором более 1,7 Мпа (17,4 кгс/см2) происходит уменьшение подачи топлива в двигатель механизмом ограничения Р. Мах в НР-30КУ-4.

Описание агрегатов топливной системы

Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ

Подкачивающий топливный насос ДЦН44-П3Т создает и поддерживает постоянное давление топлива 0,19...0,39 МПа (2...4 кrc/cM2) перед НР-30КУ-4 и уменьшает его пульсацию. Устанавливается на задней коробке приводов агрегатов. Получает вращение от ротора КБД. Создание избыточного давления перед НР-30КУ-4 необходимо для того, чтобы не допустить явления кавитации топлива на больших высотах и преодоления сопротивления в трубопроводах и фильтрах.

Насос центробежного типа с двухтарельчатым клапаном на выходе для поддержания постоянного давления 0,18...0,28 МПа (1,8...2,9 кгс/см2) перед форсунками. Производительность при частоте вращения крыльчатки 8900 об/мин составляет 7800 л/ч.

Топливомасляный радиатор 4845Т

Топливомасляный радиатор 4845Т служит для охлаждения масла, частичного подогрева" топлива и фильтрации топлива. Устанавливается слева на корпусе КБД. ОН трубчатого типа.

Внутри радиатора топливо протекает между трубопроводами. На корпусе в приливе устанавливаются два топливных фильтра саржевого типа. Соединение топливных фильтров и масляного радиатора уменьшает появление на фильтрах кристаллов льда.

В трубопроводе после ТМР устанавливают три датчика: манометра давления топлива перед агр. НР-30КУ-4, светосигнального табло «Р топлива», «Фильтр засорен».

Топливная форсунка ФР-40ДСМ

Топливо в камеру сгорания двигателя подается форсунками ФР-40ДСМ, которые выполняют функции как рабочих, так и пусковых форсунок. Форсунка ФР-40ДСМ - центробежная, двухконтурная, двух-

сопловая.

Форсунка состоит из следующих основных узлов и деталей: корпуса, двух штуцеров, пакета распыления, стакана и приваренного к нему кожуха, фильтра первого контура и фильтра второго контура.

На корпусе имеется фланец с четырьмя отверстиями для крепления форсунки к фланцу диффузора камеры сгорания.

Корпус форсунки изготовлен из стали, его поверхности никелированы химическим способом, с подслоем меди.

Система топливной автоматики

В систему топливной автоматики входит аппаратура, предназначенная для обеспечения подачи топлива и регулирования работы двигателя.

В комплект аппаратуры топливопитания и автоматики входят следующие агрегаты, имеющие между

собой гидравлическую связь:

насос-регулятор НР-ЗОКУ;

исполнительный механизм ИМТ-3;

датчик ДПО-ЗОК;

температурный датчик ТД-ЗОК;

регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК;

цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК;

центробежный регулятор ЦР-1-ЗОК;

клапаны перепуска воздуха (КПВ);

распределительная заслонка отбора воздуха (ЗОВ) с гидроцилиндром.

Агр. НР-ЗОКУ, ДПО-ЗОК установлены на задней коробке приводов, агр. ЦР-1-ЗОК-на передней коробке приводов. Остальные агрегаты - на корпусе двигателя.

Насос-регулятор НР-ЗОКУ

Насос-регулятор НР-ЗОКУ (рис. 182-184) предназначен для подачи топлива в камеру сгорания двигателя в соответствии с режимами его работы, обеспечивает подачу топлива к агрегатам топливной автоматики и осуществляет управление гидроцилиндром распределительной ЗОВ, а также выдает сигнал на отключение воздушного стартера.

В насос-регулятор НР-ЗОКУ входят следующие узлы:

насос высокого давления;

топливный автомат запуска с высотным корректором;

механизм отключения воздушного стартера;

механизм управления гидроцилиндром распределительной ЗОВ;

гидравлический датчик физических оборотов (тахометрический элемент);

регулятор расхода топлива;

распределительный клапан (РК) подачи топлива на двухконтурные форсунки;

центробежный всережимный регулятор физических оборотов ротора КВД с гидравлическим усилителем настройки режимов;

автомат приемистости;

механизм ограничения давления р"к;

электромеханизм останова двигателя;

клапан слива топлива из коллекторов форсунок при останове двигателя.

Насос-регулятор НР-ЗОКУ имеет гидравлическую связь с самостоятельными агр. ТД-ЗОК, ДПО-ЗОК,

ЦР-1-ЗОК и ИМТ-3.

Из канала высокого давления топливо отводится для обеспечения работы агр. ТД-ЗОК, ДПО-ЗОК и связанных с ним агр. РНА-ЗОК и ЦНА-ЗОК, из левой полости мембраны клапана поддержания перепада давлений на дозирующей игле автомата приемистости топливо подводится к агр. ЦР-1-ЗОК, а из нижней камеры поршня гидроусилителя - к агр. ИМТ-3.

В связи с тем что работа регулирующих элементов насоса-регулятора НР-ЗОКУ основана на протоке топлива через отверстия малого сечения (зазоры в золотниковых парах, жиклеры и дроссельные пакеты), в агрегате установлен фильтр тонкой очистки. Внутри фильтра имеется шариковый клапан, который в случае загрязнения сетки фильтра пропускает нефильтрованное топливо, обеспечивая работу агрегата.

Основные технические данные

Тип качающего узла.. . . Плунжерный

Количество плунжеров. . . . . . . . . . . . . . 9

Диаметр плунжера, мм. . . . . . . . . . . . . . 16

Направление вращения. . .. Правое

Максимально допустимое давление топлива на выходе из насоса (в первом контуре форсунок), кгс/см2 . . . . . . 65

Частота вращения НАР, об/мин. . . . . . . . . . . 3305±18

Максимальная частота вращения ротора насоса, об/мин. . . 3780±18

Частота вращения отключения воздушного стартера, об/мин ISlOigo

Параметры подводимого тока:

рабочее напряжение, В. . . . . . . . . . . . . 27 ±3

сила тока, А. . . . . . . . . . . . . . . . . 3 (не более)

Максимальная производительность насоса при л = 3700 об/мин, л / ч. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8300±ЮО

Давление срабатывания механизма ограничения давления /»;, кгс/см2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18,5±0,2

Передаточное число от ротора КВД к валику привода агрегата 0,3593

Масса насоса, кг. . . . . . . . . . . . . . . . . 38 (не более)

Принцип действия насоса состоит в том, что при вращении ротора, благодаря наклонному расположению шайбы, плунжеры совершают возвратно-поступательное движение в своих гнездах, расположенных в роторе, засасывая из канала 8 в течение полуоборота ротора насоса топливо через всасывающее окно золотника и выталкивая его в течение второго полуоборота через нагнетающее окно золотника в канал линии высокого давления.

Принцип действия топливного автомата запуска (ТАЗ)

При запуске двигателя наклонная шайба насоса находится в положении максимальной подачи, при этом в двигатель может поступать значительно больше топлива, чем требуется, что может вызвать превышение температуры газа перед турбиной. ТАЗ обеспечивает нормальный запуск двигателя без превышения температуры газа за оптимальное время. Это достигается перепуском части топлива на слив в процессе запуска.

В топливный автомат запуска входят следующие элементы:

золотник;

мембрана;

жиклер корректировки давления р"к;

винт земной регулировки ТАЗ с регулировочной головкой и пружиной;

рычаг 71 с люлечной пружиной;

анероиды с тарелкой и пружиной;

винт высотной корректировки ТАЗ.

В начале запуска, когда давление р* очень мало, золотник сообщает полость канала со сливом, и часть топлива перепускается на слив. По мере увеличения двигателем частоты вращения и нарастания давления р^ золотник ТАЗ постепенно уменьшает перепуск топлива на слив, обеспечивая заданную подачу топлива в двигатель, и, начиная с режима, близкого к малому газу, остается все время закрытым.

При достижении предельного корректированного значения давления р* в автомате запуска в работу вступает перекрывной клапан, который совмещен с блокировочным клапаном, установленным в канале подвода топлива к ТАЗ.

Принцип действия регулятора расхода топлива

Регулятор расхода топлива состоит из:

золотника малого газа;

замедлителя сброса частоты вращения;

дроссельного крана;

дифференциального клапана.

При запуске двигателя и до режима малого газа включительно топливо в канал поступает только через золотник малого газа и отверстие р гильзы дроссельного крана. Количество топлива, необходимое для нормальной работы двигателя на режиме малого газа, регулируется регулировочной головкой золотника малого газа.

Принцип действия автоматического регулятора частоты вращения

Регулятор частоты вращения предназначен для управления подачей топлива в двигатель на режимах от НАР до взлетного.

При перемещении рычага управления в положение, соответствующее режимам выше НАР, золотник дроссельного крана, перемещаясь вниз, соединяет своей профилированной частью канал 7 с каналом. На режимах работы от НАР до взлетного топливо в канал поступает через дроссельный кран, замедлитель сброса частоты вращения 42 и золотник малого газа, перепад давлений на которых менее 10 кгс/см2, и поэтому дифференциальный клапан выключен из работы.

Количество топлива, необходимое для заданного режима, зависит от положения наклонной шайбы, в которое она устанавливается регулятором частоты вращения.

Основными элементами регулятора частоты вращения являются:

датчик 6 регулятора - центробежный чувствительный элемент, получающий вращение от ротора

насоса через зубчатую передачу с передаточным числом /=18/17;

золотник 5 датчика регулятора;

пружина 95 золотника датчика;

поршень 3 наклонной шайбы, являющийся исполнительным органом регулятора;

поршень / золотника обратной связи, перемещающий золотник обратной связи 99, соединенный

через рычаг 97 с гильзой 4 золотника датчика;

винт 26 регулировки частоты вращения НАР.

Исполнительный механизм ИМТ-3

Исполнительный механизм ИМТ-3 предназначен для ограничения максимального значения температуры газа за турбиной на заданном режиме. Исполнительный механизм преобразовывает электрические сигналы всережимного предельного регулятора температуры в гидравлические и, воздействуя на гидроусилитель настройки регулятора частоты вращения НР-ЗОКУ, ограничивает температуру газа за турбиной путем уменьшения расхода топлива.

Агрегат ИМТ-3 состоит из следующих основных

элементов:

электромагнита 55 (см. рис. 185);

якоря 53 электромагнита с клапаном;

седла 52 клапана;

фильтров, установленных в штуцерах подвода и отвода топлива;

пружины 54;

клапана 57 для стравливания воздуха.

Датчик приведенных оборотов ДПО-ЗОК

Датчик ДПО-ЗОК (рис. 187, 188) предназначен для:

управления по ппр гидроцилиндрами клапанов КПВ из-за V и VI ступеней КВД в наружный контур двигателя;

выдачи в агр. РНА-ЗОК давления рпо, пропорционального квадрату приведенных частот вращения ротора КВД.

Агрегат представляет собой гидравлический датчик приведенной частоты вращения с тахометрическим элементом, выполненным в одном узле с командным и исполнительным золотниками.

Агрегат имеет гидравлическую связь с агр. НР-ЗОКУ, РНА-ЗОК и ТД-ЗОК.

Температурный датчик ТД-ЗОК

Температурный датчик ТД-ЗОК (рис. 189) предназначен для измерения температуры воздуха на входе в двигатель и выдачи гидравлического сигнала в систему регулирования двигателя, пропорционального значению измеряемой температуры. Датчик имеет гидравлическую связь с агр. ДПО-ЗОК.

Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК

Регулятор направляющего аппарата РНА-ЗОК (рис. 190) и цилиндр направляющего аппарата ЦНА-ЗОК предназначены для изменения положения лопаток ВНА КВД в зависимости от частоты вращения КВД ротора по заданной программе в диапазоне п2пР = 8000-9900 об/мин.

Агр. РНА-ЗОК имеет гидравлическую связь с агр. ЦНА-ЗОК и ДПО-ЗОК, а также жесткую связь через силовое кольцо ВНА КВД с агр. ЦНА-ЗОК.

Топливные фильтры

В насосе-регуляторе имеются два топливных фильтра: на входе - сетчатый, грубой очистки и в канале высокого давления - тонкой очистки. Этот фильтр фильтрует топливо, поступающее в сервомеханизмы и золотники топливной автоматики. Имеется перепускной клапан.

Работа на режимах обратной тяги

Режимы обратной тяги задаются перемещением рычага дроссельного крана от площади МГ в сторону, противоположную режимам ПТ. При. переводе РУР 11 включение реверсивного устройства вначале срабатывает механизм управления этим устройством. Затем створки реверсирующегого устройства перекладываются в положение ОТ и положения ПТ. Дальнейшее перемещение РУР, увеличивающее режим ОТ, возможно только после перекладки створок реверсивного устройства: что обеспечивает механизм блокировки. Управление на режимах ОТ. во всем диапазоне частоты вращения осуществляется регулятор 1м расхода топлива. Расходные элементы = 21): Нижний пазы золотника дроссельного. крана, расходный канал ЗСQ К и золотник МГ. Подача топлива, через паз П меньше, .чем через паз Т (через который протекает топливо на режимах ПТ). Поэтому во всем диапазоне частот вращения на режимах ОТ перепад на дроссельном кране бывает ниже, чем на режимах ПТ. Благодаря этому управление подачей топлива насосом осуществляет дифференциальный клапан. Расход топлива на режимах ОТ всегда постоянный и максимальный. Это объясняется тем, что через расходный паз П дроссельного крана проходит постоянное количество топлива. Поршень ЗСО при включении реверсивного устройства уходит до упора из-за среза на кулачке, подача топлива ЗСО будет максимальная. Регулятор частоты вращения выключается из работы. Это осуществляется клапаном выключения из работы регулятора частоты вращения на режимах ОТ. При работе на режиме ПТ усилием пружины золотник клапана 12 (см. рис. 21) занимает крайнее правое положение. При этом через отверстия во втулке золотник клапана сообщает полость между дроссельными пакетами гидравлического усилителя с каналом внутри штока гидроусилителя. Через него топливо проходит от КПД к ползуну гидроусилителя и сливается им. Благодаря этому гидроусилитель управляет работой регулятора частоты вращения. При включении реверсивного устройства золотник дроссельного крана перемещается вверх.

Открывается канал подвода топлива из-за дроссельного крана под торец золотника клапана, выключающего из работы регулятор частоты вращения. Золотник смещается в сторону пружины И перекрывает отверстие во втулке. Прекращается слив топлива из-под поршня гидроусилителя. Поршень гидроусилителя под давлением топлива переместится вверх до упора штоком в регулировочный винт и через рычаг настроит регулятор частоты вращения на взлетный режим. Подача топлива к форсункам будет меньше, чем на взлетном режиме, из-за меньшей производительности нижнего расходного паза золотника дроссельного крана. Регулирование количества топлива на режиме ОТ, как и на режиме ПТ, осуществляется дифференциальным клапаном, которым поддерживается постоянный перепад на дроссельном кране.

Переход с режима ОТ на режим малого газа осуществляется переводом РУР в положение «Реверс отключен». При этом прекращается подача топлива через нижний расходный паз золотника дроссельного крана. Прекращается поступление топлива к клапану, выключающему из работы регулятор частоты вращения на режиме ОТ. Регулятор настраивается на режим НАР, выключается из работы замедлитель сброса частоты вращения. Режим уменьшается до малого газа. Затем перемещением РУД можно установить любой режим ПТ.

Регулятор направляющего аппарата arp. РНА-ЭОК

Агр. РНА-30К вместе с цилиндром направляющего аппарата агр. ЦНА-30К предназначен для изменения положения лопаток ВНА КВД в зависимости от приведенной частоты вращения ротора КВД по заданной программе. Программа предусматривает постепенную перекладку лопаток ВНА с пускового положения в диапазоне n2 около 2000 об/мин (с 74 % до 91,5 %).

Агрегат устанавливается на корпусе КВД. Имеет жесткую связь с кольцом управления лопаток ВНА КВД и через него с агр. ЦНА-30к.

Состоит из клапана 8 (рис. 25) чувствительного элемента, золотника 10 гидроусилителя, ползуна 5 гидроусилителя, пружины ползуна, поршня 6. Соединенного тягой с кольцом ВНА, рычага 9 обратной связи с пружиной, рычага 7 чувствительного элемента, соединенного с ползуном, винта 4 регулировки n2 начала страгивания ВНА с угла минус 330 (на двигателе 1), винта 12 регулировки наклона характеристики (на двигателе 6), винта упора 11 штока поршня при угле поворота лопаток ВНА 00.

Агр. ЦНА-30К состоит из цилиндра с поршнем. Шток соединен с кольцом управления лопаток ВНА. Топливо от агр. ДПО-30К с давлением приведенной частоты вращения Рnо подводится к клапану чувствительности элемента. От клапана КПД агр. ДПО-30К топливо под постоянным давлением 1,96 Мпа (20 кгс/см2) подводится к золотнику гидроусилителя. Это топливо проходит через отверстие во внутренний продольный канал золотника и из него - в полость под правым торцом золотника, а также может вытекать в сливную полость через. отверстие в штоке золотника, частично прикрываемое ползуном.

На пz менее 74 % давление топлива Рпо мало. Клапан чувствительного элемента по) действием. пружины находится в крайнем правом положении. Ползун занимает также крайнее правое положение: Золотник гидроусилителя с помощью пружины должен занять крайнее правое, положение, чтобы отверстие слива топлива и продольного канала золотника немного прикрывалось ползуном. При этом положении золотник своими поясками сообщает полости поршней агр.РАН-30К и ЦНА-30К со сливной плоскостью, а правые полости - с подводом топлива от КПД агр., ДПО-30К. Поршни под давлением топлива занимают крайнее левое положение и с помощью тяг удерживают управляющее кольцо в положении, при котором лопатки ВНА КВД повернуты на угол минус 33.

При увеличении частоты вращения свыше 74% под действием увеличивающегося давления Рпо клапан чувствительного элемента перемещается влево, передвигая влево рычаг и ползун.

Последний закрывает отверстие для слива. Под давлением топлива на правый торец золотник перемещается влево до открытия сливной полости у ползуна. При этом поясками золотник перепускает подводимое топливо в левые полости поршней РНА-30К и ЦНА-30К, а правые - сообщаются со сливной полостью. Поршни под давлением топлива начинают перемещаться вправо, поворачивая лопатки ВНА с угла минус 33. При этом поршеньРНА-30К поворачивает рычаг обратной связи, от этого увеличивается натяжение пружины обратной связи. Рычаг чувствительного элемента и ползун подаются пружиной обратной связи вправо. Ползун открывает отверстие слива топлива. Золотник гидроусилителя с помощью пружины устанавливается в нейтральное положение. Поршни, переместившись, зафиксируются в каком-то промежуточном положении. Чтобы поршни могли дальше продвигаться, требуется большее давление топлива Рnо, т. е. большее значение n2. После постепенных перемещений поршни займут крайние правые положения. Лопатки ВНА на n2 91,5 % установятся на угол 0.

На n2 более 94 % топливо под давлением Рnо подходит к клапану чувствительного элемента по каналу, минуя демпферный пакет. При уменьшении частоты вращения с рабочих режимов процесс будет идти в обратном порядке. Конечные положения поршней и лопаток ВНА фиксируются концевыми выключателями у тяг агр. РНА-30к.

Заключение

В данной работе представлена наиболее полная информация о топливной системе двигателя Д-30Ку, которые устанавливались на воздушное судно типа Ил-62М. Здесь представлены различные схемы, такие как принципиальная схема топливной системы, а также схемы различных агрегатов топливной системы. На ряду с этим имеются данные о том, как работает данная воздушная система.

Литература

1.

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

РТЭ Двигателя Д-30Ку

Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-62М

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 (π к *=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.

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