ВК

Рис. 1. Двигатель ВК-1.

ВК — марка авиационных двигателей, созданных под руководством В. Я. Климова. Двигатели, созданные под руководством его преемников (С. П. Изотова и др.) в Ленинградском научно-производственном объединении им. В. Я. Климова, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблицах 1 и 2. Опытное конструкторское бюро под руководством Климова было организовано в августе 1935 в Рыбинске на авиамоторном заводе № 26. Образованию опытно-конструкторского бюро предшествовала поездка комиссии, в которую входил Климов, во Францию осенью 1933 с целью приобретения лицензии на производство поршневых двигателей фирмы «Испано-Сюиза» модели 12. Высотный четырёхтактный 12-цилиндровый V-образный двигатель жидкостного охлаждения предназначался для нового скоростного бомбардировщика СБ и в конце 1935 был запущен в серийное производство под обозначением М-100. За 4 месяца его мощность была доведена до уровня, соответствующего французскому аналогу. Эта модификация получила обозначение М-100А. Двигатели М-100 и М-100А устанавливались также на скоростном самолёте «Сталь-7», тяжёлом бомбардировщике АНТ-42 (в качестве пятого двигателя для наддува двигателей АМ-34), на некоторых других самолётах. Следующая модификация — M-103. Двигатель отличался ещё большей мощностью, имел трёхлопастный воздушный винт изменяемого шага ВИШ-22, а также туннельный радиатор (на М-100 и М-100А было лобовое расположение радиаторов, что увеличивало габариты и аэродинамическое сопротивление мотогондолы).

В 1938 на базе М-103 началось создание V-образного двигателя М-120 с третьим дополнительным блоком цилиндров для дальних бомбардировщиков. Его лётные испытания состоялись в 1942 на самолёте ДВБ-102 конструкции В. М. Мясищева. М-120ТК (с турбокомпрессором ТК-3) имел мощность 1340 кВт, серийно не строился.

В 1940 создан новый поршневой двигатель М-105, который значительно отличался от М-103: имел больший рабочий объём, увеличенную степень сжатия, двухскоростной центробежный нагнетатель, два выпускных клапана на цилиндр. Двигатель выпускался в модификациях М-105Р, M-105PA, М-105П, М-105ПА. У двух последних двигателей, которые предназначались для истребителей, в развале цилиндров устанавливалась пушка, стреляющая через полый выходной вал редуктора. Поршневые двигатели с жидкостным охлаждением имеют меньшие габариты по сравнению с поршневыми двигателями воздушного охлаждения, что позволяет получить лучшие лётные характеристики самолёта. Поэтому, несмотря на меньшую живучесть, они широко применялись на боевых самолётах. Двигатель М-105 и его модификации устанавливались на истребителях Як-1, Як-7, ЛаГГ-3, бомбардировщиках Ер-2, Ар-2, Пе-2, Як-4 и некоторых других самолётах.

В начале Великой Отечественной войны опытно-конструкторское бюро и завод были эвакуированы в Уфу. Быстро был налажен выпуск двигателей для фронта и начата разработка новых модификаций. Были созданы форсированные поршневые двигатели М-105РФ и М-105ПФ, которые устанавливались на истребителях Як-7, Як-9, Як-3, бомбардировщике Пе-2 и др. В 1942 двигатели, разрабатываемые под руководством Климова, получили обозначение «ВК». В 1943 создан ВК-107, который имел очень высокую по тому времени теплонапряжённость, что вызвало много проблем по его доводке. 21 декабря 1944 на самолёте Як-3 с ВК-108 мощностью 1360 кВт была достигнута скорость 745 км/ч на высоте 6000 м — наибольшая для советских самолётов с поршневым двигателем. Доводка этого двигателя была закончена в конце войны, поэтому в серию он не пошёл. Всего за время Великой Отечественной войны построено более 55 тыс. самолётов с двигателями ВК. Дальнейшая работа коллектива связана с созданием реактивных двигателей. Однако ещё в 1943 для силовой установки самолётов И-250 (см. МиГ) и Су-5 был создан двигатель ВК-107Р, который представлял собой ВК-107А с отбором мощности с помощью дополнительного приводного вала на компрессорный воздушно-реактивный двигатель (ВРДК), установленный в хвостовой части самолёта. ВДРК был разработан под руководством К. В. Холщевникова. Силовая установка имела воздухозаборник в носовой части фюзеляжа, воздушный туннель под полом кабины лётчика; за кабиной установлен ВДРК с осевым компрессором, камерой сгорания и регулируемым реактивным соплом. Взлет и полёт самолёта осуществлялись при неработающем ВДРК, он мог кратковременно (до 3 мин) включаться для увеличения скорости полёта (прирост скорости составлял 90—100 км/ч).

В начале 1946 был запущен в серийное производство турбореактивный двигатель РД-10 (взлётная тяга 8,83 кН), созданный на основе трофейного германского двигателя ЮМО-004В1. Двигатель устанавливался на одном из первых советских реактивных истребителей Як-15, а также на Як-17, Як-19, Ла-150, Ла-152, Ла-154. Ла-156, Ла-160, Су-9.

В 1946 Климов возглавил ОКБ-117 в Ленинграде (позже Ленинградское НПО имени В. Я. Климова), а в 1947—56 одновременно руководил ОКБ-45 в Москве (ныне Машиностроительное конструкторское бюро «Гранит»). С конца 1946 началось освоение производства двигателей «Дервент» и «Нин» фирмы «Роллс-Ройс», которые через короткое время пошли в серию под обозначениями РД-500 (тяга 15,6 кН. устанавливался на самолётах Як-19, Ла-168, выпускался в Москве) и РД-45 соответственно. Одновременно велись работы по созданию на базе РД-45 более мощного двигателя ВК-1 (рис. 1). В 1949 двигатель прошёл государственные испытания. ВК-1 стал первым в СССР крупносерийным турбореактивным двигателем.

По конструкции РД-45 и ВК-1 — одновальные турбореактивные двигатели с одноступенчатым центробежным двухсторонним компрессором, девятью индивидуальными трубчатыми камерами сгорания и одноступенчатой турбиной. РД-45 устанавливались на серийных самолётах МиГ-15, МиГ-15УТИ, на опытных самолётах Ла-168, Ту-12, Ла-176 и др.; ВК-1 — на серийных самолётах МиГ-15бис, МиГ-17, Ил-28, Ту-14, на опытных самолётах Ла-176, Як-50, Ла-200, Ла-200Б, Ту-82. В 1951 впервые в стране была разработана и запущена в серийное производство модификация двигателя (ВК-1Ф) с дожиганием топлива в форсажной камере (тяга на форсажном режиме 33,1 кН). ВК-1Ф устанавливался на самолёте МиГ-17ПФ. Двигатель ВК-1 серийно выпускался до 1958 в СССР, Польше, Чехословакии, КНР; всего было изготовлено около 20 тыс. двигателей.

В 1947 началась разработка первого отечественного турбовинтового двигателя ВК-2 для самолётов С. В. Ильюшина и А. Н. Туполева. В 1950 двигатель прошел государственные испытания, но в серии не строился. Для ОКБ ВК-2 был первым газотурбинным двигателем с осевым компрессором. Он имел девять индивидуальных трубчатых камер сгорания, двухступенчатую турбину. Мощность на взлетном режиме 3550 кВт, удельный расход топлива 435г/(кВт·ч), масса 1400 кг.

1952 ОКБ начинает разрабатывать первый отечественный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой ВК-3 для истребителя-перехватчика А. И. Микояна. Двигатель испытывался на стенде и в полёте на опытном истребителе. В ходе лётных испытаний в 1956 были достигнуты скорость 1960 км/ч и потолок 18 000 м. По конструкции ВК-3 — одновальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой с 10-ступенчатым осевым компрессором (перепуск воздуха за турбину осуществлялся из-за второй ступени компрессора по 12 трубам), кольцевой камерой сгорания, трёхступенчатой турбиной, регулируемым створчатым смесителем, форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Компрессор двигателя имел двухпозиционный регулируемый входной направляющий аппарат, две первые сверхзвуковые ступени из титанового сплава, регулируемый направляющий аппарат восьмой ступени. Тяга двигателя на максимальном форсированном режиме 82,8 кН, удельный расход топлива на крейсерском режиме 0,0754 кг/(Н·ч), масса 1850 кг. Серийно двигатель не строился.

В 1959 начинается проектирование малоразмерного газотурбинного двигателя со свободной турбиной ГТД-350 (рис. 2) для вертолёта Ми-2, в силовую установку которого входят два двигателя ГТД-350 и главный редуктор ВР-2 (рис. 3). Двигатель состоит из осецентробежного компрессора (семь ступеней осевых, одна центробежная), одноступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины, промежуточного редуктора. При создании ГТД-350 применены методы поузловой доводки с использованием экспериментальных установок, разработаны методики расчёта и проектирования малоразмерных лопаточных аппаратов, а также конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокооборотных роторов. В 1963 двигатель ГТД-350 прошёл государственные испытания и в 1964 передан вместе с редуктором ВР-2 в серийное производство.

В 1959—64 в ОКБ велись работы по созданию газотурбинного двигателя со свободной турбиной ТВ2-117 (рис. 4) и редуктора ВР-8 (рис. 5) для силовой установки вертолёта Ми-8. TB2-117 имеет девятиступенчатый осевой компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами трёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. В двигателе впервые в отечественной практике применены опущенные замки турбинных лопаток для улучшения охлаждения и снижения напряжений в дисках, полки турбинных лопаток с лабиринтами для увеличения коэффициент полезного действия и снижения переменных напряжений в лопатках (демпфирование). В конструкции ТВ2-117 применён жёсткий цельноточенный ротор компрессора из титанового сплава. На двигателях ТВ2-117, ГТД-350 и всех последующих турбовальных двигателях ОКБ применена система защиты свободной турбины от раскрутки. В 1964 TB2-117 прошёл государственные испытания. С 1976 выпускается модификация ТВ2-117А.

В 1965 ОКБ начинает разрабатывать двигатель ТВЗ-117 и главные редукторы к силовым установкам для вертолётов Ми-17, Ка-32 и др. Двигатель ТВЗ-17 (рис. 6) имеет осевой двенадцатиступенчатый компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами четырёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. Впервые в отечественной практике применены титановый ротор компрессора, сваренный из отдельных дисков электронно-лучевой сваркой, рабочие и направляющие лопатки компрессора из титанового сплава, полученные методом холодной вальцовки, малогабаритные контактные графитовые уплотнения масляных полостей, установлено пылезащитное устройство. В системе регулирования двигателя использованы электронные блоки. В 1972 двигатель прошёл государственные испытания. ТВЗ-17 является одним из лучших в мире по экономичности в своём классе, что достигнуто благодаря высоким коэффициент полезного действия агрегатов (коэффициент полезного действия компрессора 86%, турбины компрессора 91%, свободной турбины 94%). Двигатель выпускается большими сериями во многих модификациях (ТВ3-17М, ТВ3-17КМ, ТВ3-117МТ, ТВ3-117В, ТВ3-117ВМ, ТВ3-117ВМА, ТВ3-117ВК).

С начала 70-х гг. велась разработка двухвального турбореактивного двухконтурный двигателя с форсажной камерой РД-33 для двухдвигательной силовой установки истребителя МиГ-29 с общей выносной коробкой самолётных агрегатов, с индивидуальным для каждого двигателя сверхзвуковым регулируемым воздухозаборником. В 1984 двигатель предъявлен на государственные испытания, затем поступил в серийное производство. РД-33 состоит из четырёхступенчатого осевого компрессора низкого давления — вентилятора, девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления с поворотными входным и первыми двумя направляющими аппаратами, кольцевой прямоточной камеры сгорания, двух одноступенчатых охлаждаемых турбин — высокого и низкого давления, общей для обоих контуров форсажной камеры со стабилизацией пламени на кольцевом и радиальном стабилизаторах. В сверхзвуковом реактивном сопле регулируются критическое и выходное сечения. Обеспечивается управление гидромеханическими агрегатами на режимах ограничения параметров двигателя, при розжиге форсажа и при помпаже. Программа регулирования с температурной раскруткой по температуре воздуха на входе позволяет на дозвуковых скоростях полёта обеспечивать требуемые тяги при умеренных температураx газа перед турбиной, что повышает надежность работы двигателя. По мере повышения температуры воздуха на входе происходит интенсивный рост тяги благодаря раскрутке роторов, что важно при манёврах самолёта. Время приёмистости двигателя при переходе с малого газа на максимальный режим 3—4 с, с максимального на полный форсированный режим 2—3 с, с малого газа на полный форсированный режим 4—5 с.

РД-33 оборудован системами защиты и раннего обнаружения неисправностей, в том числе следующими: ограничения максимальной частоты вращения роторов компрессоров и максимальной температуры газа за турбиной низкого давления, противообледенительный, предупреждения и ликвидации помпажа, контроля и диагностирования работы двигателя. Предусмотрена возможность осмотра эндоскопом и проверки токовихревым методом состояния ряда деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации. Двигатель отличают высокие параметры термодинамического цикла, газодинамическая устойчивость, плавное, бесступенчатое изменение тяги, высокие эксплуатационные надёжность и контролепригодность. Модульная конструкция РД-33 позволяет обеспечить восстановление двигателей в условиях эксплуатации путем крупноблочной переборки (замена повреждённых лопаток вентилятора, компрессора, турбины, других деталей и модулей в целом), что сокращает оборотный фонд двигателей, уменьшает затраты при ремонте, а также позволяет проводить тщательное диагностирование практически всех узлов, локальный ремонт и устранение повреждений. По важнейшим показателям, характеризующим эффективность использования двигателя на истребителе (темп нарастания тяги по числу М полёта, удельная масса и т. д.), РД-33 стоит в ряду лучших в своём классе.

С 1985 ОКБ разрабатывает турбовинтовые двигатели нового поколения ТВ7-117 для пассажирского самолёта местных воздушных линий Ил-114. TB7-117 имеет встроенный в него редуктор воздушного винта, шестиступенчатый осецентробежный компрессор (пять осевых ступеней и одна центробежная), противоточную кольцевую камеру сгорания, охлаждаемую двухступенчатую турбину компрессора с монокристаллическими лопатками рабочих колёс, двухступенчатую силовую турбину. Все основные узлы двигателя имеют достаточно высокие значения коэффициента полезного действия. На ТВ7-117 применена двухканальная электронная система регулирования с полной ответственностью (питание от автономного генератора). Завершение полёта может обеспечиваться также гидромеханическим ручным управлением.

Взлётная мощность двигателя поддерживается до температуры окружающего воздуха 30°С и давления 730 мм рт. ст. Двигатель отличают низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме и высокая надёжность. Ресурс до первого капитального ремонта 6 тыс. ч, назначенный — 20 тыс. ч. Развитая система контроля работы и раннего обнаружения дефектов даёт возможность эксплуатировать двигатель по состоянию.

Литература:
Развитие авиационной науки и техники в СССР, М., 1980.

Б. П. Тучин, А. С. Чернявский.

Таблица 1. Поршневые двигатели Ленинградского НПО им. В. Я. Климова.

Марка двигателя	Мощность, кВт	Начало серийного производства, год	Применение (летательные аппараты)
М-100	561	1935	СБ-2, «Сталь-7»
М-100А	625	1936	СБ-2
М-103	706	1937	СБ-2бис, МБР-7, «Сталь-7»
М-103А	735	1937	СБ-2бис
ВК-105, ВК-105Р	809	1940	Як-1, Як-4, Як-7, ЛаГГ-3, Пе-2, Ер-2, Ар-2
ВК-105ПФ	890	1942	Як-3, Як-7, Як-9, Пе-2
ВК-107А	1210	1943	Як-3, Як-9, Пе-2
ВК-108	1380	–	Як-3

Таблица 2. Газотурбинные двигатели Ленинградского НПО им. В. Я. Климова.

Основные данные	РД-45	ВК-1	ГТД-350	ТВ2-117	ТВ3-117	РД-33	ТВ7-117
Начало серийного производства, год	1947	1949	1964	1965	1972	1931	1991
Тип двигателя	ТРД	ТРД	Турбовальный	Турбовальный	Турбовальный	ТРДДФ	ТВД
Тяга, кН	22,3	26,6	—	—	—	81,4	—
Мощность, кВт	—	—	294	1100	1640	—	1840
Удельный расход топлива на взлетном режиме
кг/(Н·ч)	0,108	0,109	—	—	—	0,209	—
г/(кВт·ч)	—	—	503	360	299	—	≤283
на крейсерском режиме
кг/(Н·ч)	—	—	—	—	—	0,098*	—
г/(кВт·ч)	—	—	—	—	—	—	245**
Масса, кг	808	872	135	338	285	1050	520
Габариты, м
Длина	2,46	2,64	1,35	2,842	2,055	4,3	2,14
Ширина	—	—	0,522	0,55	0,65	2	0,94
Высота	—	—	0,68	0,748	0,728	1,1	0,886
Диаметр	1,255	1,273	—	—	—	—	—
Расход воздуха, кг/с	40	48,2	2,2	8,4	9	75,5	7,95
Степень повышения давления	4	4,2	6	6,2	9	6,9	16
Степень двухконтурности	—	—	—	—	—	0,49	—
Температура газа перед турбиной, K	1140	1170	1200	1090	1190	1680	1515
Применение, (летательные аппараты)	МиГ-15УТИ МиГ-15	МиГ-15, МиГ-17, Ил-28, Ту-14	Ми-2	Ми-8	Ка-32, Ми-17	МиГ-29	Ил-14

* Высота полета H = 11 000 м, Маха число полета М_∞ = 0,8,
** H = 6000 м, скорость полета V = 500 км/ч.

Рис. 2. Двигатель ГТД-350.

Рис. 3. Силовая установка вертолёта Ми-2 с двигателями ГТД-350 и главным редуктором ВР-2.

Рис. 4. Двигатель ТВ2-117А.

Рис. 5. Силовая установка вертолёта Ми-8 с двигателями ТВ2-117А и главным редуктором ВР-8А.

Рис. 6. Двигатель ТВ3-117.