АМ

Рис. 1. Поршневой двигатель жидкостного охлаждения АМ-34.

АМ — марка авиационных двигателей, созданных под руководством А. А. Микулина (см. Московское научно-производственное объединение «Союз»). Двигатели, разработанные по руководством его преемников С. К. Туманского, затем О. Н. Фаворского, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице 1 и 2.

Основанию опытного КБ Микулина (опытного завода № 300) предшествовали работы по созданию ряда авиационных поршневых двигателей, проведенные под его руководством в ЦИАМ и на заводе им. М. В. Фрунзе. В 1929—31 был разработан и запущен в серийное производство двигатель М-34 (рис. 1). С августа 1936 М-34 получил обозначение АМ-34 (по первым буквам имени и фамилии конструктора). М-34 — первый поршневой двигатель жидкостного охлаждения отечественной конструкции, послуживший в дальнейшем прототипом серийных двигателей АМ-34Р, АМ-34РН, АМ-35А, АМ-38Ф и АМ-42 мощностью от 603 до 1470 кВт. В 1937 на самолётах АНТ-25 с АМ-34Р экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили дальние беспосадочные перелёты через Северный полюс в США. Кроме того, были созданы двигатели АМ-37, АМ-39, АМ-40 и АМ-43НВ мощностью от 1030 до 1690 кВт, но в связи с военным временем они серийно не выпускались. В 1943—46 велись также работы по повышению высотности и экономичности поршневых двигателей семейства АМ.

С 1946 опытное КБ начинает работать в новом направлении, связанном с проектированием и созданием турбореактивных двигателей. Первый из них АМТКРД-01 (рис. 2) в 1948 успешно выдержал государственные 25-часовые стендовые испытания. Сразу были начаты работы по его модификации. В 1949 АМРД-02 с тягой, увеличенной до 41,7 кН, успешно прошёл государственные стендовые испытания. Принципиальные схемы двигателей аналогичны. С целью уменьшения массы и длины двигателей трубчато-кольцевая камера сгорания выполнена противоточной.

Восьмиступенчатый осевой компрессор (на АМРД-02— девятиступенчатый) приводился во вращение одноступенчатой турбиной. Была разработана конструкция соединения дисков компрессора с валом посредством шлицов, боковые поверхности которых направлены по радиусу. На АМТКРД-01 установлено регулируемое реактивное сопло с электроприводом, на АМРД-02 — нерегулируемое. Запуск двигателей производился воздушным стартером типа ротационной воздуходувки. В 1948—49 двигатели проходили лётные испытания на опытном самолёте.

В 1949 было начато проектирование самого мощного в мире для того времени турбореактивного двигателя АМ-3 (рис. 3). В 1952 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в крупносерийное производство. Это был первый отечественный серийный турбореактивный двигатель большой тяги. На двигателе установлены: восьмиступенчатый осевой компрессор, созданию которого предшествовала экспериментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребрённых стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера мощностью 65—75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.

Одна из особенностей АМ-3 — компрессор с дозвуковыми высоконапорными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200—210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Впервые было введено регулирование компрессора перепуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесён слой талька с графитом. В модификациях АМ-3 (двигатели РД-ЗМ, РД-ЗМ-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрезвычайном режиме до 104 кН).

Дальнейшее совершенствование проектируемых узлов и двигателей, их оптимизация и повышение надёжности требовали проведения теоретических и экспериментальных исследований. Руководил этими работами в опытном КБ Б. С. Стечкин. В 1950 на опытном заводе исследовали влияние размеров турбореактивных двигателей на его массу. Было установлено, что для подобных в газодинамическом и конструктивном отношении турбореактивных двигателей удельная масса существенно снижается при уменьшении (до определенных пределов) размеров двигателя. В 1950 в соответствии с результатами этих исследовании спроектирован турбореактивный двигатель АМ-5. Двигатель имел удельную массу 0,0227 кг/Н, что было в полтора раза ниже, чем у существовавших в то время отечественных и зарубежных турбореактивных двигателей. На АМ-5 установлены восьмиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Система автоматического регулирования обеспечивала управление двигателем только путем перестановки основного рычага управления двигателем. Применена автономная масляная система, состоящая из масляного бака с маятниковым заборником и топливомасляного радиатора, размешенных на двигателе. В системе смазки в один агрегат включены нагнетающий насос, фильтр, предохранительный, обратный и редукционный клапаны, что сократило число трубопроводов, снизило массу и увеличило надёжность масляной системы. Использован стартер-генератор. Для электрического запуска разработана автоматическая двухскоростная передача с двумя обгонными муфтами — роликовой и кулачковой. В 1952 были начаты работы по созданию турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДФ) РД-9Б (рис. 4) для сверхзвукового истребителя. При его проектировании использован опыт отработки конструкции отдельных узлов АМ-5. Двигатель имел трубчато-кольцевую камеру сгорания (девять прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двухступенчатую турбину, форсажную камеру с трёхпозиционным соплом. Особенностью двигателя был высоконапорный девятиступенчатый осевой компрессор со сверхзвук, первой ступенью, применение которой увеличило производительность и напор компрессора. При его доводке проведены исследования с целью согласования сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью и обеспечения устойчивой работы компрессора на всех режимах. РД-9Б был первым отечественным двигателем со сверхзвуковой ступенью компрессора, запущенным в крупносерийное производство. На двигателе установлен регулятор управления лентой перепуска воздуха из компрессора по приведённой частоте вращения. Разработана надёжная и простая система дозировки топлива. Установлен топливомасляный агрегат, состоящий из маслоблока и топливомасляного теплообменника, что явилось прогрессивным шагом на пути объединения элементов системы смазки. Применён двухскоростной привод стартера-генератора, что обеспечило повышение крутящего момента примерно в 4 раза в стартерном режиме и получение необходимой частоты вращения в генераторном режиме. Обеспечен карбюраторный розжиг форсажной камеры. В 1956 проведены работы по форсированию РД-9Б. В модификации РД-9Ф тяга увеличена до 37,3 кН.

Анализ путей развития и работы двигателей, выполненных по одновальной схеме (с учётом необходимости специального регулирования многоступенчатых высоконапорных компрессоров для обеспечения их газодинамической устойчивости), привёл к принципиально новому в то время направлению проектирования двигателей по двухвальной схеме. Опыт создания отдельных сверхзвуковых ступеней компрессора позволил перейти к решению более сложной задачи — обеспечению их совместной работы в многоступенчатом компрессоре, что давало возможность сократить число ступеней, уменьшить массу, габаритные размеры и трудоёмкость изготовления компрессора. В 1953 начато проектирование турбореактивного двигателя с форсажной камерой Р11-300 (рис. 5). В 1958 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в серийное производство. На двигателе применены шестиступекчатый осевой компрессор, трубчато-кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактивным соплом. Компрессор содержит по три высоконапорных сверхзвуковых (околозвуковых) ступени каскадов низкого и высокого давления. С помощью компрессора обеспечена устойчивая работа двигателя на всех режимах (без использования механизации компрессора), расширен диапазон крейсерских режимов и улучшена экономичность на глубоких (при малой тяге) крейсерских режимах. В двигателе отсутствуют выносные опоры. Вместо традиционного переднего корпуса компрессора применено консольное крепление первой ступени к ротору. Этим сделан шаг к внедрению модульной конструкции (в случае повреждения в эксплуатации первая ступень легко заменяется), Рабочие лопатки второй ступени бандажированы с целью исключения резонансных колебаний. Снижена общая масса двигателя, упрощена противообледенительная система.

При создании двигателя теоретически разработаны и применены основные принципы регулирования двухзальных турбореактивных двигателей с форсажной камерой, что обеспечило получение оптимальных высотно-скоростных характеристик, простоту и надёжность эксплуатации двигателя. Применение ограничителя частоты вращения ротора высокого давления позволило ограничить для любых режимов работы и климатических условий максимально допустимую температуру газа перед турбиной. Система охлаждения масла автономная. Для обеспечения работы масляной системы в высотных условиях на центробежный суфлёр поставлен баростатический клапан, с помощью которого поддерживается постоянное давление в масляных полостях двигателя. Надёжный запуск двигателя на всех высотах и режимах полёта обеспечивается подпиткой воспламенителя кислородом.

В крупносерийном производстве выпускалось несколько модификаций двигателя (Р11Ф-300, РПФ2-300 и др.). В ходе модификации его тяга была повышена до 60,5 кН. Благодаря высоким удельным параметрам, малым удельной массе и габаритам в сочетании с относительно малой трудоёмкостью изготовления и хорошими эксплуатационными качествами двигатели типа Р11-300 нашли широкое применение.

В 1959—61 создан малоразмерный турбореактивный двигатель РУ19-300 упрощенной конструктивной схемы для двухместного учебного и одноместного спортивного самолётов Як-30 и Як-32. В 1966—70 проведена доработка двигателя с целью использования его в качестве вспомогательной силовой установки на самолёте Ан-24. Применены семиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло. Двигатель технологичен в производстве, выпускается с гарантийным ресурсом 1,5 тыс. часов.

В 1967—74 создан подъёмно-маршевый турбореактивный двигатель Р27В-300 (рис. 6), который устанавливается на самолёт вертикального взлета и посадки Як-38. Двигатель спроектирован по двухвальной схеме и состоит из 11-ступенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого давления) с циркуляционным перепуском воздуха над лопатками первого рабочего колеса, кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками сопловых аппаратов и рабочими лопатками первой ступени, криволинейного реактивного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводимыми во вращение двумя гидродвигателями с рессорной синхронизацией, автономной системы смазки с замкнутой циркуляцией, системы топливной автоматики, электрической автоматической системы запуска, бортовой и наземной системы контроля. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта. Высокая газодинамическая устойчивость позволяет двигателю надёжно работать в экстремальных условиях по уровню неравномерности температур и пульсаций воздуха на входе. Конструкция двигателя обеспечивает устойчивую работу силовой установки при применении бортового оружия.

Одновременно в опытном КБ велась разработка двигателя для самолётов, у которых основным режимом является полёт с высокими сверхзвуковыми скоростями. Особенность такого двигателя — умеренная степень повышения давления в компрессоре, позволяющая получить оптимальные тяговые характеристики при больших скоростях полёта. Двигатель был выполнен по одновальной схеме, имел пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину, форсажный контур с двухстворчатым регулируемым соплом, снижающим внешние потери. Автоматическое регулирование режимов работы осуществлялось электронной аппаратурой.

Дальнейшее совершенствование турбореактивных двигателей ведётся в направлении повышения удельных параметров, температуры газа перед турбиной, эффективности узлов, снижения трудоёмкости изготовления. Проводится анализ различных принципиальных схем и поиска новых прогрессивных конструктивных и технологических решений.

О. Н. Фаворский, Ю. И. Гусев.

Таблица 1. Поршневые двигатели конструкции А. А. Микулина.

Основные данные	М-34	М-34Н, ‑Р, ‑ФРН	АМ-35А	АМ-3ВФ	АМ-42
Начало серийного производства, год	1932	1934	1940	1941	1944
Мощность, кВт	588	603—883	993	1290	1470
Применение (летательные аппараты)	ТБ-3, АНТ-25, МБР-2	ТБ-3, ТБ-4, АНТ-20, АНТ-25	МиГ-1, МиГ-3, Пе-8	Ил-2	Ил-10

Таблица 2. Турбореактивные двигатели Московского научно-производственного объединения «Союз».

Основные данные	АМТКРД-01	АМРД-02	АМ-3	АМ-5	РД-9Б	Р11-300	РУ 19-300	Р27В-300
Начало серийного производства, год	Опытный	Опытный	1952	1953	1955	1958	1970	—
Тяга, кН	32,4	41,7	85,3	19,6	32,4	49	8,83	66,6
Масса, кг	1720	1675	3100	445	700	1040	225	1350
Диаметр, м	1,365	1,38	1,4	0,67	0,66	0,825	0,55	1,012
Длина, м	3,08	3,6	5,38	2,77	5,56	4,6	1,73	3,706
Удельный расход топлива, кг/(Н·ч):
на форсажном режиме	—	—	—	—	0,163	0,203	—	—
на крейсерском режиме	0,124	0,101	0,095	0,09	0,09	0,096	0,12	—
Расход воздуха, кг/с	65	75	150	37,5	43,3	64,5	16	—
Степень повышения давления	4	5	6,2	5,8	7,5	8,6	4,6	—
Температура газа перед турбиной, К	1125	1125	1130	1130	1150	1175	1150	—
Применение (летательные аппараты)			Ту-16, М-4, Ту-104	Як-25	МиГ-19, Як-27Р	МиГ-21, Як-28Р, Як-28Б Як-25РВ, Су-15	Як-30, Як-32, Ан-24, Ан-26	Як-38

Рис. 2. Турбореактивный двигатель АМТКРД-01.

Рис. 3. Турбореактивный двигатель АМ-3.

Рис. 4. Турбореактивный двигатель РД-9Б с форсажной камерой.

Рис. 5. Турбореактивный двигатель Р11-300 с форсажной камерой.

Рис. 6. Подъёмно-маршевый турбореактивный двигатель Р27В-300.