РУ-19А-300

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск

РУ-19А-300 — вспомогательный турбореактивный двигатель, с осевым семиступенчатым компрессором, имеющим перепуск воздуха из-за четвёртой ступени, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной турбиной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным сечением.

РУ-19-300[править | править вики-текст]

РУ-19-300
ТРД РУ19-300.jpg
Двигатель РУ19-300
Тип: турбореактивный
Страна: Flag of the Soviet Union.svg СССР
Использование:
Применение: Як-30
Производство:
Конструктор: Гусев Юрий Иванович, КБ-300
Год создания: 1958
Обозначение: изделие 29
Годы производства: 1961-1962
Варианты: Р-19М-300, РУ-19А-300
Массогабаритные
характеристики
Сухая масса: 235 кг
Длина: 1634 мм
Рабочие характеристики
Тяга: 900 кгс
Ресурс: 500
Компрессор: 7-ступенчатый осевой
Турбина: одноступенчатая
Удельный расход топлива: 0.95 кг/кгс·ч

Предвидя необходимость создания специального двигателя для учебных машин, Александр Яковлев обратился к Сергею Туманскому с просьбой сделать небольшой, легкий и надежный двигатель. В июле 1957 года на заводе №300 была начата разработка "изделия 29" под руководством главного конструктора Юрия Ивановича Гусева. На государственные стендовые испытания двигатель был предъявлен в декабре 1960 года, которые были закончены в феврале 1961 года, а в 1962 году ресурс двигателя был доведён до 500 часов.

31 июля 1958 года вышло постановление Совмина СССР №854-404 о разработке УТС Як-104 с двигателем РУ19-300, однако по политическим соображениям в 1959 году было принято решение о прекращении работ по самолёту и двигателю. Несмотря на это в 1960 году были построены два опытных самолёта Як-30. Также в 1960 был разработан эскизный проект СВВП Як-30В, на котором планировалось использовать два дополнительных подъёмных двигателя РУ19-300, установленными вертикально.

В серийное производство двигатель был запущен в 1962 году на новом заводе в Тюмени.

Данный двигатель разрабатывался специально для учебных самолётов, что определяло его разработку. Расчёты выполнялись для характерного для обучения цикла нагрузок, с большим числом взлётов и посадок. Также в связи с неидеальным состоянием взлётных полос в учебных частях, были нередки попадания посторонних предметов в воздухозаборники. Поэтому компрессор двигателя РУ19-300 был выполнен из нержавеющей стали марки ЭИ-961.

28 ноября 1961 года из Польши поступило предложение об организации производства самолёта Як-30 и поставке для него двигателей РУ19-300, которое было отклонено Совмином СССР.

В 1963 году КБ Ильюшина в инициативном порядке начинает проектирование ближнемагистрального лайнера Ил-70 с использованием четырёх двигателей РУ19М-300 тягой по 1100 кгс., однако от проекта отказались.

В 1971 году для спортивно-пилотажного самолёта Як-32П была создана модификация РУ19П-300, в которой изменена маслосистема для увеличения продолжительности перевёрнутого полёта.

Модификации[править | править вики-текст]

Наименование Год Основные отличия
РУ19-300 1958 Базовая модификация. Выпущен ограниченной серией.
РУ19М-300 1963 Увеличенная до 110 кгс тяга, серийно не выпускался.
РУ19А-300 1970 Модификация для самолётов Ан-24/26/30.
РУ19П-300 1971 Опытный двигатель с изменённой маслосистемой. Серийно не выпускался.

РУ-19А-300[править | править вики-текст]

Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы самолёта Ан-26

В 60х годах на проданных Египту Ан-24 обнаружилось значительное снижение мощности двигателей при высокой температуре воздуха, что резко ограничивало грузоподъёмность. Подходящие характеристики оказались у двигателя РУ19-300. Двигатель был доработан: на него установили генератор и увеличили взлётную тягу. В 1970 году двигатель прошёл государственные стендовые испытания и с тех пор выпускался серийно на Тюменском моторном заводе.

Сопло РУ-19А-300 на хвосте гондолы двигателя

В итоге РУ-19А-300 устанавливался на самолёты Ан-24РВ, Ан-26, Ан-30. Для управления тягой двигателя (для укорачивания разбега, ускорения набора высоты и завершения полёта при отказе одного из основных двигателей) в кабине экипажа на среднем пульте справа от рычагов управления основными двигателями (РУД) установлен третий РУД.

Также по лицензии производился в КНР под обозначением Baoding J16-G10A.

Двигатель имеет замкнутую маслосистему, оборудован противооблединительным устройством.

Двигатель обеспечивает:

  • создание дополнительной тяги при взлёте и наборе высоты с целью увеличения полезной нагрузки;
  • обеспечение безопасности полёта при отказе основного двигателя АИ-24ВТ;
  • автономный запуск основных двигателей АИ-24ВТ;
  • питание электроэнергией бортсети самолёта на стоянке при неработающих двигателях АИ-24ВТ;
  • питание электроэнергией бортсети самолёта в полёте при отказе генераторов СТГ-18ТМ.

Технические данные двигателя:

Тип турбореактивный
Компрессор Осевой, 7-ступенчатый, с перепуском воздуха за 4 ступенью
Направление вращения ротора (со стороны реактивного сопла) Левое
Максимальный расход воздуха на земле 15,8 кг/с
Камера сгорания Кольцевая с щелевыми отверстиями
Турбина Осевая, 1-ступенчатая
Сопло нерегулируемое, отклонено вниз на 10°
Статическая тяга на номинальном (взлетном) режиме Не менее 800 кгс при 16 000 об/мин
Удельный расход топлива на номинальном (взлётном) режиме Не более 1,12 кг/кгс·ч
Сухой вес 222 кг
Длина 1812 мм
Максимальная высота с агрегатами 779 мм

Источники[править | править вики-текст]

  • Юрий Засыпкин, Лев Берне. Судьбу самолета решили политики. // Авиация и космонавтика. 2003. №1. С. 6.
  • История конструкций самолётов в СССР 1951-1965 гг. Ред.-сост. Ю. В. Засыпкин, К. Ю. Косминков. М.:Машиностроение, 2000

Ссылки[править | править вики-текст]

Фото РУ-19А-300, установленного на самолете Ан-26