"Авиация и космонавтика 1996 12" - читать интересную книгу автора

«Секреты» двигателей АМ-5 И РД-9

Виталий Сорокин

D 1949-1951 гг. конструктореким бюро С. А. Лавочкина, А. И. Микояна и А. С. Яковлева было поставлено задание создать впервые в СССР ночной всепогодный барражирующий истребитель-перехватчик.

В то время в серийном производстве на наших заводах находняись газотурбинные двигатели РД-500 и РД-45 с ценгробежным компрессором. Конструкторское бюро В. Я. Климова успешно работало над развитием двигателя РД-45, увеличивая его тягу.

Над новыми газотурбинными двигателями трудились конструкторекие коллективы А. М. Лкэльки и А. А. Ми-кушт.

Оценив обстановку в нашем двигателе строе ни и, А. И. Микоян стал проектировать самолет И-320 с двумя двигателями РД-45Ф, няи в дальнейшем их развитии ВК-1.

С А. Лавочкин на самолете Ла-200 также применил два двигателя ВК-1.

А. С Яковлев же по договоренности с А. А. Мику-линым решил проектировать и строить самолет Як-25 с двумя новыми двигателями АМ-5.

Конструкторам ОКБ А. А. Микулина было хорошо известно, что в серийное производство можно будет внедрить новый двигатель только в том случае, если самолет с этим двигателем покажет существенио лучшие данные по сравнению с серийными образцами. Изучению серийных двигателей в ОКБ всегда уделялось большое внимание, и начиная конструирование ГТД, разработчики по предложению Б. С Стечкина выбрали осевой компрессор повышенной напорности.

В то время наиболее интересными серийными ТТД у нас были РД-10 (ЮМО-004) и РД-45 (Роллс-Ройс «НИН»). В опытном производстве находились двигатели ВК-1 и АМ-5.

Важнейшими для оценки авиационного двигателя являются такие характеристики, как удельный расход топлива, удельная масса двигателя и лобовая тяга.

Удельный расход топлива зависит от степени сжатия компрессора: чем больше степень сжатия, тем ниже удельный расход топлива. При высокой степени сжатия турбину нужно выполнять двухступенчатой. Зазоры во вращающихся деталях компрессора и турбин также влияют на коэффициенты полезного действия компрессора и турбины. Остальные параметры и элементы конструкции, влияющие на удельный расход топлива, общие для всех типов.

Удельная масса двигателя, кроме газодинамических и тепловых парамегров, определяется оригинальностью конструкции и качеством применяемых материалов, на двигателе АМ-5 она рекордно низкая - 0,222 кг/кгс.

Серийные двигатели РД-10 с осевым компрессором имели ротор компрессора на двух опорах, из них одна воспринимала осевые усилия. Ротор турбины также на двух опорах, одна - упорная. Соединение вата ротора компрессора с валом ротора турбины передавало только крутящий момент и не воспринимало осевых усилий. На двигателе РД-45 была применена более со-вершениая грехопорная схема ротора двигателя, причем вал ротора компрессора и турбины фиксировался в осевом направлении. Для организации ручной сборки стыка валов ротора компрессора и турбины в конструкции необходимо было сделать проходы, что при центробежном компрессоре могло быть выполнено достаточно просто. Для двигателя АМ-5 была принята схема трех-опорного ротора. Фиксация вала компрессора и турбины в осевом направлении уменьшает осевое усилие на упорный подшипник, так как осевые силы действуют в разные стороны.

Из-за особешюстей конструкции двигателя АМ-5 устройство проходов для ручной сборки, портило конструкцию, увеличивало его массу и габариты. Нужно было искать новое оригинальное решение узла соединения вала ротора компрессора с валом ротора турбины.

В то время конструкторекой группой компрессора руководил Ю. И. Гусев, а группой турбины - автор этих строк. Соединительный узел по компоновке двигателя располагался в компрессоре. Консгруктор группы А. С Уваров разработал компоновку соединения, как всегда не первую, ее смогрел А. А. Микулин, смотрел долго, молча, наконец улыбнулся, посмотрел Уварову в глаза и сказал: «Делай». Это было высшей формой одобрения.

Секретом конструкции является ключ в виде конической шестерни, с помощью которого поворачивается муфта. В пазы муфты своими выступами входит ват турбины, после чего муфта поворачивается и фиксирует вал от осевых перемещений. При выводе ключа из зацепления пружинная защелка фиксирует муфту в соединенном с валом роторе турбины положении. Разборка производится путем ввода ключа в патрубок на корпусе камер сгорания, далее в отверстие ОПИСИ цапфы ротора компрессора и ротора турбины с последующим поворотом для вывода муфты из зацепления.

При двухступенчатой турбине можно было сделать разъемным по образующей сопловой аппарат II ступени ШШ диск турбины. Разъемный сопловой аппарат должен быть очень жестким, а следовательно, и тяжелым, или в этом случае [гужно было увеличивать зазоры над рабочими лопатками турбины. Разборный по дискам ротор турбины трудно сделать надежным и обеспечить устойчивую уравновешенность в процессе работы двигателя. Консгрукторы группы турбин А. Д. Юров и С П. Зага-рин предложили новый, нигде раньше не применявшийся способ постановки лопаток II ступени турбины после установки неразъемного соплового аппарата. К этому времени в нашей практике строительства газовых турбин получил широкое распространение заимствованный у английских конструкторов способ крепления рабочих лопаток турбин с помощью «елочного» замка. Рабочая лопатка турбины входит в прорези диска с зазором, легко может быть устаноалена в диске и зафиксирована замком от осевых перемещений. Конструкция газовой турбины получилась с высоким КПД, легкой, надежной и доказала свою целесообразность в крупносерийном производстве двигателей АМ-5, РД-9Б, РД-9Ф и их модификаций в течение длительного времени.

Лобовая тяга у двигателя АМ-5 существенно превосходила тягу двигателей РД-45 и BK-I с центробежным компрессором.

Создание и постановка на серийное производство в начале 50-х годов двигателей АМ-3, АМ-5, РД-9Б п их модификаций обеспечили создание современных самолетов. При этом надо заметить, что отечественные реактивные двигатели как по конструктивным схемам, лак и по развиваемой тяге не имели себе равных среди зарубежных двигателей.

Под двигатели РД-9Б в ОКБ А. И. Микояна был создан фронтовой истребитель МиГ-19, который по основным данным превосходил аналогичные иностранные образцы.

Сравнивая американский двигатель J57-P-7, установленный на истребителе F-100, с нашим РД-9Б, можно сказать, что американцы раньше перешли на двух-вальный компрессор, благодаря чему им удалось достигнуть высокой степени сжатия (12,5) и получить низкий удельный расход топлива на номинальном режиме (0,8), но двигатель получился очень тяжелым, его удельная масса на 60% выше, чем у РД-9Б. Конструктивным достижением J57-P-7 следует считать турбину, рабочие лопатки которой выполнены с полками.

Успехи отечественного авиационного моторостроения в конце 50-х и начале 60-х годов были достаточно высоко оценены и за рубежом.

Так, в 1961 г. во время визита в СССР Джава-харлал Неру обратился с просьбой к Н. С Хрущеву оказать помощь в организации производства авиационных двигателей. Просьба была удовлетворена, индийская сторона подучила три современных серийных двигателя РД-9Ф, силовая схема которых такая же, как у двигателя АМ-5. Техническая документация на двигатель индийской стороной не запрашивалась.

Получив подарок Совстского правительства, индийские инженеры решили:

- первый двигатель сохранить как эталон производства и сборки совстского авиазавода, взвсеить, определить габаритные размеры, ознакомить с ним инженеров и летчиков;

- второй двигатель разобрать по узлам, провсети статическую и динамическую балансировку вращающихся узлов компрессора и турбины, провсети лабораторные испытания топливной аппаратуры, других агрегатов. Узлы разобрать, произвести обмер деталей, выпустить рабочие чертежи деталей и узлов, сделать анализы применяемых материалов, т. е. выпустить всю техническую документацию на двигатель, необходимую для его производства;

- третий двигатель установить на испытательный стенд, определить тяговые характеристики и расход топлива, время запуска и приемистость.

«Хитрый» ключ двигателя РД-9Б (схема двигателя представлена в предыдущей статье)

Истребитель МиГ-19 Работа проходила следующим образом. Первый двигатель расконсервировали, взвсеили, определили центр тяжести, установили на подставку в зале ко негр у кт о рс ко го отдела и открыли к нему доступ для осмогра как работникам завода, так и приезжающим с других заводов и эксплуатирующих частей.

Второй двигатель привезли в сборочный цех, организовали рабочее место и стали разбирать. Довольно легко сняли агрегаты, переднюю проставку и подошли к неподвижным частям компрессора. Без особого груда отсоединили переднюю часть форсажной камеры от соплового аппарата турбины и увидели лопатки и диск турбины II ступени. И тут разборка остановилась. На видимых частях компрессора и турбины не было никаких крепежных деталей, сняв которые можно было рассчитывать на возможность дальнейшей разборки двигателя. Индийские инженеры понимали, что авиационный двигатель является изделием многоразового пользования, должен разбиратвся без разрушення для гарантийного ресурса. Следовательно, нужно было понять секрет разборки двигателя РД-9Ф. Желая показать высокий уровень своей подготовки, индийские инжене-ры намеревались разобрать наши двигатели до приезда специалистов из СССР, однако сделать это не смогли, пришлось прибегнуть к помощи иносгранных специалистов.

Наименьших денег за такую работу загребовали специалисты из стран Южной Америки (Аргентина), выходцы из авиационных заводов Германии, работавшие над созданием ГТД до ее поражения в войне. Эти специалисты осмотрели со всех сторон частично разобранный двигатель РД-9Ф, но помочь в разборке не сумели и отправились восвояси.

Без большого желания индийские инженеры обратились к английским специалистам. Бодро взявшись за дело, внимательно осмотрев двигатель, англичане поняли, что с наскока не возьмешь, и попросили отправить их в Лондон для консультации. В Лондоне не помогли, и английские специалисты от дальнейшего участия в разборке двигателя РД-9Ф отказались.

Пришлось приглашать специалиста из СССР. В Индию приехал ведущий копегруктор двигателя Георгий Георгиевич Пегров, которому сразу же задали вопрос; «Как продолжить разборку?»

Оллтет конструктора был такой: «Я консгруктор, а не сборщик. Если вы мне дадите чертежи, я покажу, как.нужно действовать, чтобы разобрать двигатель». Чертежей в Индии, естественно, не было. Как развивались события дальше, представить несложно.

Третий двигатель РД-9Ф отправили на испыта-тслыгую станцию, где индийские инженеры спроектировали и построили стенд. Двигатель оборудовали входным стендовым диффузором и установили на стенд. Заводские специалисты опробовали все режимы работы двигателя, провели измерения тяги и расхода топлива. Подготовили двигатель для демонстрации. Приехал командующий ВВС ищщйской армии, сам бывший летчик. Стал у сектора управления режимами двигателя, сделал несколько изменений режима его работы, в том числе опробовал приемистость. Приемистостью двигателя называют наименьшее время, за которое он с режима минимальной тяги может перейти на режим тяги максимальной. В то время летчиков на реактивных самолетах учили вести сектор управления режимом двигателя плавно, чтобы не заглушить двигатель. Так поступал и командуюттщй ВВС, обучавшийся в Великобритании. Сначала он очень плавно вел сектор, затем все быстрее и быстрее, все время поглядывая на Г. Г. Петрова, ожидая, что тот его остановит. Но он не останавливал. Тогда кома1щующий через переводчика прямо опросил у инженера, как быстро можно перемещать сектор таза. На что получил ответ: «Как можете».

Двигатель РД-9Ф принимал с любой скорости перемещения сектора. Это качество очень сильно удивило индийских летчиков и вызвало большое восхищение. Через несколько дней двигатель РД-9Ф демонстрировался министру обороны Индии, объяснения давал командующий ВВС Когда дело дошло до опробования приемистости, пригласили молодого индийского офицера, повыше ростом и посильнее, но и он, как быстро ни «рвал» сектор управления, заглушить двигатель РД-9Ф не смог. Демонстрация пропита с большим успехом.