АШ

Рис. 1. Звездообразный поршневой двигатель воздушного охлаждения АШ-82ФН.

АШ — марка авиационных двигателей, созданных в опытном КБ под руководством А. Д. Швецова (см. Пермское моторостроительное конструкторское бюро). Двигатели, разработанные под руководством его преемника П. А. Соловьёва, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблицах 1 и 2.

Ещё до образования опытного КБ Швецовым на заводе «Мотор» был создан ряд звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения. Среди них М-11 — первый крупносерийный авиационный двигатель отечественной конструкции. В нём впервые и оригинально был решён ряд важных конструкторских задач: литая головка цилиндра из алюминиевого сплава, навёртывавшаяся на стальной цилиндр, разъёмный коленчатый вал, газораспределение с индивидуальными кулачковыми валиками для каждого цилиндра. Двигатель нашёл широкое применение в легкомоторной авиации.

В опытном КБ, которое возглавил Швецов, к началу Великой Отечественной войны были созданы поршневые двигатели М-25, М-62 (АШ-62), АШ-62ИР, М-63 (АШ-63), АШ-82, в годы войны — усовершенствованные более мощные АШ-82Ф, АШ-82ФН (рис. 1). Высокие эксплуатационно-технические качества двигателей достигались разработкой и внедрением ряда оригинальных конструктивных решений: на АШ-62 и АШ-62ИР — двухдемпферного коленчатого вала для устранения крутильных колебаний, эластичной шестерни газораспределения, бокового уплотнения главного шатуна; на АШ-82 — металлокерамических дисков двухскоростной передачи. На АШ-82 и АШ-62ИР было применено фланкирование зуба неподвижной шестерни редукторов. На АШ-82ФН вместо карбюратора установлен агрегат непосредственного впрыска топлива, усовершенствована муфта двухскоростной передачи к нагнетателю (в то время это был самый мощный двигатель в своём классе). На двигателях введена расточка главного шатуна по гиперболе, применены плавающие втулки роликов толкателей.

Во время войны в 1941—45 были созданы двигатели АШ-83 для истребителей Ла-5, Ла-7 и бомбардировщика Ту-2, а также М-71 (АШ-71) для штурмовиков Су-6, Су-8, бомбардировщика ДВБ-102 (В. М. Мясищева), истребителей И-185 и Ла-7, 18-цилиндровый АШ-71 имел два механизма газораспределения, пустотелые, заполненные металлическим натрием выпускные клапаны, дефлекторы цилиндров для улучшения охлаждения, азотированные гильзы цилиндров, регулятор наддува с внутренней маслопроводкой. Двигатели прошли все необходимые испытания, но вследствие сложности перестройки производства в военное время были выпущены малой серией. В 1944 на базе АШ-82ФН создан двигатель АШ-21 для тренировочных самолётов. После 1945 разработаны новые конструкции поршневых двигателей для тяжёлых самолётов военной и гражданской авиации, двигатели и редукторы для вертолётов. Создан АШ-73ТК для самолёта Ту-4. Для увеличения высотности (более 11 тыс. м) осуществлён двухступенчатый наддув двигателя. В качестве первой ступени наддува применён спроектированный в опытном КБ турбокомпрессор ТК-19, работавший на энергии выпускных газов двигателя. Картер выполнен из стали (на других двигателях опытного КБ устанавливался дуралюминовый). При создании АШ-73ТК впервые в стране освоены новые технологические процессы: прецизионное литье, автоматическая сварка под флюсом, пористое хромирование поршневых колец. Двигатель был установлен также на первом экземпляре самолёта Ял-18 (в варианте с поршневым двигателем).

В 1951 на базе АШ-32ФН изготовлен АШ-82Т. Для увеличения ресурса двигателя усилены редуктор, вал винта и вал агрегатов, средний картер выполнен из стали. Для улучшения охлаждения изменена конструкция головок цилиндров. На базе АШ-82Т разработан вертолётный поршневой двигатель АШ-82В. На нём вместо редуктора установлены две муфты: фрикционная с металлокерамическими дисками, включаемая при разгоне ротора вертолёта, и кулачковая, которая включается при равенстве частот вращения ведомых и ведущих дисков и выходе двигателя на эксплуатационный режим (фрикционная муфта при этом выключается). Для охлаждения двигателя разработан специальный вентилятор с приводом от двигателя. Были также созданы редукторы Р-1 — Р-5 для трансмиссий вертолётов.

В опытном КБ разрабатывались также опытные двигатели. Один из них — четырёхрядный 28-цилиндровый звездообразный АШ-2К мощностью 3460 кВт имел турбокомпрессор и семь пульсирующих турбин, работающих на кинетической энергии выпускных газов с передачей мощности на коленчатый вал двигателя. Это последний, самый мощный поршневой двигатель, разработанный в опытном КБ. В 1949 он прошёл испытания.

В 1953 перед опытным КБ поставлена задача, не прекращая работ по увеличению надёжности и ресурса поршневых двигателей, приступить к разработке газотурбинных двигателей. Для вертолёта Ми-6 был создан экономичный турбовальный двигатель Д-25В (рис. 2), который включает девятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора, одноступенчатую турбину привода винта. Применена «свободная», кинематически не связанная с турбокомпрессорной частью двигателя турбина привода винта, которая позволяет получать оптимальную частоту вращения вала несущего винта вертолёта независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора. До 80-х гг. силовая установка Ми-6, состоящая из двух Д-25В и редуктора Р-7, была самой мощной в мире. Созданный для неё редуктор Р-7 имел ряд особенностей и оригинальных конструктивных решений: уравнительный механизм, распределяющий поровну мощность между двумя ведущими спиральными коническими шестернями, спиральную коническую пару, работающую с большими нагрузками при окружных скоростях ~ 70 м/с, узел центральной шестерни, передающий мощность на несущий винт вертолёта как при одном, так и при двух работающих двигателях, замкнутую планетарную передачу с двумя ступенями. Передаваемая мощность редуктора 8300 кВт.

В 1955 при разработке двигателя Д-20 была выбрана схема двухкаскадного двухконтурного турбореактивного двигателя, которая в дальнейшем явилась основой модификации Д-20П (рис. 3) для скоростного пассажирского самолёта Ту-124. В декабре 1959 двигатель прошёл государственные испытания. Он имел двухкаскадный осевой компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12 жаровыми трубами, трёхступенчатую турбину и сопло с раздельным истечением потока газа из наружного и внутреннего контуров. (Внутренний контур послужил основой двигателя Д-25В.)

В 1965 создана силовая установка для вертолёта В-12 (Ми-12), состоявшая из четырёх двигателей Д-25ВФ и двух редукторов Р-12. Д-20П явился прототипом двигателя Д-30, который в 1967 прошел государственные испытания. Д-30 имел двухкаскадный компрессор (первый каскад четырёхступенчатый, второй — 10-ступенчатый), трубчато-кольцевую камеру сгорания, четырёхступенчатую турбину, общее для обоих контуров реактивное сопло с лепестковым смесителем и камерой смешения. Впервые на отечественном серийном двигателе применены охлаждаемые рабочие лопатки первой ступени турбины. В результате массовой эксплуатации на самолётах Ту-134 двигатели Д-30 наработали более 12 млн. ч. В 1970 на воздушной линии Аэрофлота, в том числе на международной, вышел самолёт Ту-134А с двигателями Д-30 второй серии. Применение реверсивного устройства на двигателе значительно улучшило эксплуатационные характеристики самолёта. В 1971 проведением государственных испытаний завершены опытно-конструкторские работы по созданию мощного высокоэкономичного Д-30КУ (рис. 4). Установка этих двигателей на Ил-62М позволила увеличить дальность его полёта по сравнению с Ил-62 и повысить коммерческую нагрузку. На двигателе впервые в отечественном двигателестроении установлено реверсивное устройство ковшевого типа.

В 1968 начаты работы над Д-30КП, по основным узлам почти полностью унифицированным с Д-30КУ. В начале 1972 он прошёл государственные испытания. Установлен на самолёте Ил-76. В 1974 для самолёта Ту-134А разработан двигатель Д-30 третьей серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30°С.

В феврале 1979 прошёл 300-часовые испытания Д-30КУ-154 (модификация Д-30КУ), предназначенный для серийного самолёта Ту-154. По сравнению с базовым двигателем в конструкции реверсивного устройства, сопла, системы управления, внешней арматуры внесены небольшие изменения, поставлены дополнительные агрегаты. Лётные испытания Ту-154М с этими двигателями показали значительную (до 28%) экономию топлива.

В 1978 разработана следующая модификация — двигатель Д-30КУ второй серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30°С. Аналогично модифицирован Д-30КП. Это позволило увеличить грузоподъёмность самолёта на 5 т. Дальнейшее совершенствование двигателей ведётся с использованием поузловой доводки, позволяющей значительно ускорить сроки создания новых двигателей. Широко применяются системы автоматического регулирования на базе цифровых вычислительных машин. Накопленный опыт и новые решения находят применение в новых высокоэкономичных двигателях, разрабатываемых для средних и дальних магистральных пассажирских самолётов нового поколения.

В конце 1983 изготовлен, собран и испытан первый экземпляр двигателя Д-90А (в 1987 обозначение изменено на ПС-90А, рис. 5). Унифицированный двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель ПС-90А (со смешением потоков газа наружного и внутреннего контуров, общим реактивным соплом, реверсивным устройством в наружный контуре) является представителем четвёртого поколения турбореактивных двигателей, создаваемых опытным КБ. Двигатель предназначен для установки на магистральные пассажирские самолёты Ил-96-300 и Ту-204. Двигатель имеет высокие параметры термодинамического цикла, которые позволяют экономить до 30% топлива в год. По своим внешним характеристикам (шум, эмиссия) он соответствует международным нормам Международной организации гражданской авиации. Двигатель спроектирован сразу на окончательные ресурсы (холодная часть — 25 тыс. ч, горячая часть — 12,5 тыс. ч). Для особых случаев полёта на нём предусмотрен чрезвычайный режим (тяга на 10% больше, чем на взлётном режиме). В двигателе применён ряд новых конструктивных узлов и решений: узел подпорных ступеней (2 ступени); регулирование радиальных зазоров в 9—13 ступенях компрессора высокого давления и в 1—4 ступенях турбины; камера сгорания с укороченными жаровыми трубами, кольцевым газосборником, диффузором ступенчатой конструкции, фронтовым устройством жаровых труб с топливовоздушными насадками; лопатки турбины высокого давления с многокомпонентным жаростойким защитным покрытием. Для обеспечения стабильности характеристик в процессе эксплуатации за счёт уменьшения термической повреждённости деталей горячей части применена электронная система автоматического регулирования. Для получения высоких показателей эксплуатационной технологичности применён принцип модульности (11 модулей), предусмотрены широкие возможности контроля технического состояния деталей различными средствами контроля.

Литература:
Грин Б. Д., Генеральный конструктор А. Д. Швецов, Пермь. 1964;
его же, Высокое небо, 2 изд., Пермь, 1973;
Пономарев А. Н., Советские авиационные конструкторы, 2 изд., М., 1980.

Ю. И. Ершов, В. Л. Сандрацкий.

Таблица. Поршневые двигатели конструкции А. Д. Швецова.

Марка двигателя	Мощность, кВт	Начало производства, год	Применение (летательные аппараты)
М-11	80,9	1926	По-2 (У-2)
М-25А	526	1936	И-15, И-16
М-25В	570	1937	И-16
АШ-62 (М-62)	735	1937	И-153
АШ-62ИР (М-62ИР)	735	1938	Ли-2, Ан-2
АШ-63 (М-63)	809	1939	И-16
АШ-82 (М-82)	1250	1941	Ла-5, Ла-7, Пе-8
АШ-82Ф (М-82Ф)	1250	1942	Ла-5, Ла-7, Ту-2
АШ-82ФН (М-82ФН)	1360	1943	Ту-2, Ил-12, Ла-5ФН
АШ-73ТК (с турбокомпрессором ТК-19)	1770	1947	Ту-4
АШ-82Т	1400	1951	Ил-14
АШ-82В (с редуктором Р-5)	1250	1952	Ми-4, Як-24

Таблица. Газотурбинные двигатели Пермского моторостроительного КБ.

Основные данные	Д-25В	Д-20П	Д-30	Д-30КУ	Д-30КП	ПС-90А
Начало серийного производства, год	1959	1959	1967	1971	1972	1988
Тип двигателя	Турбовальный	ТРДД	ТРДД	ТРДД	ТРДД	ТРДД
Тяга, кН	—	53	66,7	108	118	167
Мощность, кВт	4050	—	—	—	—	—
Диаметр вентилятора, м	0,572*	0,915	0,963	1,45	1,45	1,9
Длина двигателя, м	2,737	3,304	3,983	5,696	5,448	5,33
Удельный расход топлива на крейсерском режиме:
Кг/(Н·ч)	—	0,0897	0,0796	0,0715	0,0715	0,0591
г/(кВт·ч)	402**	—	—	—	—	—
Расход воздуха, кг/с	26,2	113	126	283	283	508,5
Масса, кг	1200	1468	1550	2650**	2650**	2800
Степень двухконтурности	—	1	1	2,4	2,4	4,8
Степень повышения давления	5,6	14	18,6	20,5	21	35,5
Температура газа перед турбиной, К	1240	1330	1360	1400	1425	1565
Применение (летательные аппараты)	Ми-6, Ми-10	Ту-124	Ту-134	ИЛ-62М, Ту-154М	Ил-76Т	Ил-96-300, Ту-204