Тураевское МКБ; Союз

Тураевское МКБ «Союз»

Акционерное общество «Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» является разработчиком двигателей для космоса и ВПК мирового уровня. Предприятие располагает структурой, позволяющей полностью замкнуть цикл создания двигателей и двигательных установок для летательных аппаратов. Это конструкторское и технологическое бюро, опытное и мелкосерийное производство, экспериментальная база, включающая в себя лабораторию прочностных динамических и статических испытаний, стенды для огневых испытаний двигателей.

Научно-технический, конструкторский и производственный потенциал КБ позволяет не только постоянно совершенствовать уже выпускающиеся двигатели, но и проводить исследования в области гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Коллектив ТМКБ «Союз» участвовал в престижных космических программах:

создание первых маневрирующих искусственных спутников Земли
облёт Луны с фотографированием её обратной стороны
экспедиция за лунным грунтом
доставка на Луну автоматического аппарата «Луноход»
обеспечение старта космических аппаратов с промежуточной орбиты к другим планетам Солнечной системы
поддержание спутников связи в заданной «точке» стационарной орбиты искусственного спутника Земли
стабилизация орбитальной обитаемой космической станции «Алмаз»
стабилизация аналога космического самолёта «Бор»
коррекция стационарной орбиты спутников связи «Грань», «Экран», СНТВ, решивших, в частности проблему трансляции телевидения на ранее не доступные районы России

Кроме этого, продукция конструкторского бюро использовалась в важнейших оборонных проектах:

перехват космической цели
раннее обнаружение старта баллистических ракет

За свою более чем 40-летнюю историю специалистами КБ накоплен большой опыт в создании жидкостных реактивных двигателей различного назначения, двигательных установок стабилизации и коррекции космических аппаратов, прямоточных воздушно-реактивных двигателей для крылатых ракет. Кроме этого, предприятие имеет обнадёживающие результаты в области исследований и разработки гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Генеральный директор — Рац Виктор Антонович

История

История Тураевского машиностроительного конструкторского бюро «Союз» началась 1 августа 1964 года, когда Министерством авиационной промышленности на базе ОКБ-300 академика Сергея Константиновича Туманского было учреждено новое КБ, которое сначала носило название «Почтовый ящик 1864». Новое предприятие расположилось в подмосковном посёлке Тураево, где уже имелась производственная база.

Основной задачей конструкторского бюро была разработка и создание ракетных двигателей малой тяги, а затем на их основе – двигательных установок стабилизации и коррекции космических аппаратов. К концу 50-х годов отечественная космическая отрасль вплотную подошла к созданию управляемых искусственных спутников Земли, для которых было предложено создать жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) на двухкомпонентном топливе, что увеличивало запас энергии на борту космического аппарата в 4-5 раз. Кроме этого, жидкостные ракетные двигатели требовались и для оснащения крылатых ракет, входивших в боекомплект военной авиации. Для решения этой задачи в ОКБ Сергея Туманского в течение нескольких лет формировался коллектив, состоящий из молодых талантливых учёных.

Первым директором КБ стал одарённый конструктор Владимир Георгиевич Степанов, которому нужно было создать организацию, включающую в себя собственно конструкторское бюро, производство и испытательную службу, а также наладить процесс создания новых изделий, не имеющих аналогов в мире. На полигоне близлежащего посёлка Фаустово был построен стендовый комплекс для испытаний двигателей и двигательных установок (ДУ). Таким образом, Владимиру Степанову удалось замкнуть на одном предприятии весь цикл создания ЖРДМТ и ДУ – проектирование, изготовление и экспериментальную отработку новых изделий.

В сжатые сроки были созданы первые в мире жидкостные ракетные двигатели 210А и 210Б тягой 0,6 кГ и 10 кГ соответственно, а также ЖРД для военно-воздушных сил. Двигатель Р201-300 предназначался для крылатой ракеты Х-22, а Р200-300 – для ракеты мишени.

Реализация космической программы МКБ началась с разработки для двигательной установки 5Д18 оригинальных струйных порционеров, обеспечивающих равномерную выработку топлива из всех баков. При создании этих изделий был реализован целый каскад новых конструкторских решений:

на порядок повышена эффективность системы ориентации, стабилизации и коррекции космического аппарата за счет создания ЖРД малой тяги
обеспечена надежная подача жидких компонентов топлива в условиях невесомости благодаря первым в мире сферическим бакам с металлическими разделительно-вытеснительными диафрагмами
обеспечено минимальное смещение центра масс космического аппарата по мере выработки топлива

В дальнейшем семейство двигательных установок ТМКБ «Союз» пополнилось ещё рядом моделей. В 1967 году появился блок 11Д79, используемый и сегодня для старта космического аппарата в условиях невесомости с промежуточной орбиты к планетам солнечной системы, а также ДУ 100, 101, 98, 113, предназначавшиеся для различных модулей лунной экспедиции.

Коллектив предприятия рос, накапливался опыт в космическом двигателестроении. Продолжалась активная работа по доводке микро – ЖРД, в конструкцию которых вносились принципиальные изменения. Модернизированные двигатели тягой 10 кГ успешно использовались для обеспечения устойчивости аппарата «Луна-16», впервые в мире совершившего облет Луны и посадку на Землю в 1970 году. Кроме этого, двигатели и двигательные установки конструкторского бюро использовались для коррекции и стабилизации автоматических станций для забора лунного грунта и аналога космического самолёта серии «Бор», выгрузки «Лунохода», для стандартизации долговременной орбитальной станции «Алмаз», в программе перехвата космических целей.

В 70-е годы ТМКБ «Союз» параллельно с космической тематикой освоил новое тематическое направление – прямоточные воздушно-реактивные двигатели, в процессе работы над которыми коллективом КБ впервые была реально воплощена концепция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с автономным корпусом внутри камеры сгорания ПВРД. После окончания работы ракетного двигателя, его корпус выбрасывается из камеры скоростным напором.

Первым в этом ряду стал 3Д81 для ракеты класса «корабль-корабль» 3М80 комплекса «Москит». В дальнейшем была проведена его модернизация и на этой основе создан 3Д83 для ракеты 3М82, отличающийся наличием регулируемого двухпозиционного сверхзвукового сопла. В рамках этого проекта был разработан уникальный в своем классе прямоточный воздушно-реактивный двигатель 31ДПК для тактической управляемой ракеты Х-31.

Одновременно с этим была создана форсажная камера с регулируемым соплом для самолёта МиГ-25, а затем и МиГ-29.

Продолжалась также работа и над совершенствованием жидкостных реактивных двигателей малой тяги. Был создан целый ряд ЖРДМТ тягой от 40 до 45 кГ. Последний из них, 11Д444, до сих пор не имеет мировых аналогов. Он является рекордсменом среди жидкостных реактивных двигателей не только по минимальному уровню тяги, но и по продолжительности непрерывного огневого включения в космосе, которая составляет 100 часов. Этот двигатель в составе ДУ 11Д78, разработанного конструкторами «Союза» в 1978 году, использовался в реализации программы вывода на орбиту стационарных спутников связи.

С 1979 года в ТМКБ «Союз» велись разработки ПВРД на углеводородном топливе для перспективных беспилотных летающих аппаратов на водороде по программе «Холод» экспериментального осесимметричного двухрежимного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на криогенном топливе.

В 80-х годах конструкторское бюро завершило работу над ещё одним прямоточным двигателем – 31ДП, которым и сегодня оснащаются не имеющие аналогов сверхзвуковые крылатые ракеты класса «воздух-поверхность» Х-31А (противокорабельная) и Х-31П (противорадиолокационная). В октябре 1988 года успешно закончились испытания единственного в своём роде ПВРД для гиперзвуковой экспериментальной летающей лаборатории ГЭЛА с полетным числом Маха 4.5.

В 1991 году ТМКБ «Союз» приступило к масштабному проекту гиперзвуковых двигателей для пилотируемого летательного аппарата по программе Российского космического агентства «ОРЕЛ-2-1». Во время многочисленных стендовых экспериментов проведена поузловая отработка воздухозаборников, камер сгорания и сопел в условиях, соответствующих полетным числам Маха от 3.5 до 7, исследованы способы топливоподачи и форма форсунок, установлена оптимальная геометрия камер сгорания. Определены также полнота сгорания в зависимости от типа впрыска, геометрия проточного тракта и условий на входе в камеру сгорания, зависимость задержки воспламенения и границы самовоспламенения от температуры и числа Маха на входе.

Политические изменения в России в период с 1991 по 2001 годы привели к спаду во всей отечественной экономике, и в оборонной промышленности в частности. Значительно сократился государственный заказ, а вместе с ним прекратилось и финансирование научных исследований. Но, несмотря на сложные экономические условия тураевское предприятие продолжало изыскания в области двигателестроения для космоса и обороны.

В соответствии с указом Президента РФ №721 от 1 июля 1992 года государственное предприятие Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» было преобразовано в ОАО «ТМКБ «Союз». Акционерное общество зарегистрировано постановлением Главы администрации г. Лыткарино Московской области № 227-П от 23 марта 1994 года (свидетельство № 05-445).

В рамках государственной программы реформирования оборонного комплекса 24 января 2002 года вышел указ Президента РФ № 84. Согласно этому документу, а также постановлению Правительства РФ № 149 от 13 марта 2002 года, ОАО «ТМКБ «Союз» вошло в состав ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».

В настоящее время АО «Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» является одним из основных российских разработчиков двигателей для космоса и ВПК. Предприятие располагает структурой, позволяющей полностью замкнуть цикл создания двигателей и двигательных установок для летательных аппаратов. Это конструкторское и технологическое бюро, опытное и мелкосерийное производство, экспериментальная база, включающая в себя лабораторию прочностных динамических и статических испытаний, стенды для огневых испытаний 1РДМТ и ПВРД. Научно-технический, конструкторский и производственный потенциал позволяет не только постоянно совершенствовать уже выпускающиеся двигатели, но и проводить исследования в области гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Контакты

Адрес: 140080, г. Лыткарино, Московской области, Промзона Тураево, стр. 10

Ракетно-прямоточный двигатель

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Ракетное топливо
Ракетно-турбинный двигатель

Смотреть что такое «Ракетно-прямоточный двигатель» в других словарях:

ракетно-прямоточный двигатель — Схема ракетно прямоточного двигателя твёрдого топлива. ракетно прямоточный двигатель (РПД) комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и… … Энциклопедия «Авиация»

Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам … Энциклопедия техники

комбинированный двигатель — комбинированный двигатель двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить … Энциклопедия «Авиация»

Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При использовании химического авиационного топлива кислород, содержащийся в… … Энциклопедия техники

Читать еще: Двигатель ej204 расход топлива

воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Схема ПВРД прямой реакции. воздушно реактивный двигатель (ВРД) реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. При… … Энциклопедия «Авиация»

Знакомство с Екатеринбургом: белый самолёт

Наверное, каждый житель Екатеринбурга и области, попадая в аэропорт Кольцово, обращает своё внимание на стелу с маленьким белым самолётиком, расположенную на площади перед зданием аэропорта. При этом большинство гостей аэропорта уже давно считают, что «белый самолётик», как его называют между собой пассажиры, является простым символом воздушной гавани столицы Среднего Урала. А между тем стела с самолётом — памятник первому советскому ракетному истребителю-перехватчику БИ-1, который разрабатывался и проходил испытания здесь, под Екатеринбургом (тогда ещё Свердловском). Более того, и памятник, и сам аэропорт, и улица, по которой сюда прибывают пассажиры и провожающие, связаны друг с другом невидимыми историческими нитями и являются одной страницей истории становления и развития советской реактивной авиации.

Начать эту историю следует, наверное, с самолёта. Разработки боевого реактивного (или, как было принято говорить раньше, «ракетного») самолёта начались в СССР ещё в начале 30-х годов и шли с переменным успехом. Над созданием сверхскоростного самолёта работали одновременно несколько конструкторских бюро. Однако именно самолёт БИ-1 открыл, как было принято в своё время говорить, эру реактивной авиации в Советском Союзе.

Следует отметить, что первый практический полёт с использованием жидкостного реактивного двигателя в Советском Союзе удалось осуществить 28 февраля 1940-го на ракетоплане РП-318, который представлял собой планер СК-9, оснащённый двигателем РДА-1-150. Первый и последующий за ним испытательные полёты оказались удачными, и пять месяцев спустя постановлением Государственного комитета обороны было образовано специальное конструкторское бюро, которое должно было заниматься разработкой 302-го проекта — реактивного истребителя-перехватчика. В основу силовой установки перехватчика 302 был предложен двухкамерный ракетный двигатель РД-2М, который устанавливался на истребитель И-16. Таким образом, конструкторы пытались ещё и дать вторую жизнь морально устаревшему «ишачку», который на тот момент был основным истребителем РККА.

Самолёт построили и успешно испытали на земле, но довести двигатель до требуемых показателей не удалось. К работе над усовершенствованием реактивного двигателя было решено привлечь ещё ряд конструкторских бюро, в том числе КБ завода № 293 в городе Химки. Уже весной 1941-го инженеры-конструкторы завода А. Я. Березняк и А. М. Исаев предложили свой вариант «ракетного перехватчика» с силовой установкой на двигателе Д-1А-1100, который несколько уступал РД-2М в мощности, но был более надёжен в работе. Также конструкторами было предложено отказаться от установки реактивного двигателя на серийные самолёты и построить самолёт нового типа. Эту концепцию представили в Комитет обороны СССР и вскоре получили положительный ответ.

Любопытно, что проект истребителя-перехватчика с жидкостным реактивным двигателем создавался в инициативном порядке, то есть в свободное от основной работы время. И лишь после утверждения проекта в ГКО СССР конструкторы Александр Яковлевич Березняк и Алексей Михайлович Исаев были включены в группу по созданию БИ. К слову, аббревиатура в названии проекта также была утверждена в Государственном комитете Обороны и означала тип самолёта — ближний истребитель. Позднее кому-то из журналистов пришло в голову расшифровать её как составленную из первых букв фамилий инженеров-конструкторов Березняка и Исаева, и это заблуждение живёт до сих пор.

В начале июля 1941-го в Наркомат авиационной промышленности был представлен эскизный проект БИ-1 и все сопутствующие проекту расчёты. По схеме «ракетный перехватчик» представлял собой нормальный низкоплан деревянной конструкции с убираемым шасси и закрытой кабиной пилота. Взлётный вес нового самолёта составлял 1500 кг, длина старта — 350 м, максимальная скорость у земли – 900 км/час.

Самолёт имел довольно мощное по тем временам вооружение: два крупнокалиберных пулемёта Березина и два пулемёта ШКАС. Единственный недостаток нового самолёта заключался в том, что в воздухе он мог находиться всего две минуты. Впрочем, на этот недостаток в Наркомате авиапрома отреагировали весьма своеобразно: самолёт решили использовать для прикрытия аэродромов от налётов вражеской авиации. Для этой цели БИ-1 подходил, как никакой другой. Представляя проект, конструкторы пообещали изготовить и облетать первый опытный образец всего за три месяца. В Кремле на этот счёт имелись свои соображения. В начале августа вышло постановление Комитета обороны, согласно которому КБ-293 надлежало построить ракетный перехватчик всего за 35 дней. Конструкторы пытались убедить московское начальство увеличить эти сроки хотя бы вдвое, но в итоге «выторговали» себе ещё неделю.

В конце сентября 1941 года первый самолёт типа БИ перевезли на аэродром в Раменское, где и начались его испытания в воздухе в бездвигательном режиме. Однако обстановка на фронтах вынудила руководство авиапрома эвакуировать КБ-293 на Урал. Конструкторов разместили в посёлке Билимбай, в 50 километрах от Свердловска. Местом размещения стал старый литейный завод, принадлежавший когда-то Демидовым и давно уже не работающий. Здесь, в пустых заводских корпусах, были построены три первых самолёта типа БИ, получившие порядковые номера с первого по третий, и заложены ещё три. Двигатели Д-1А-1100 для всех опытных образцов и ряд деталей фюзеляжа изготавливали в Нижнем Тагиле на площадях авиазавода № 381, эвакуированного сюда ещё в начале войны. Испытания реактивных двигателей производили на льду заводского пруда под руководством ведущего инженера КБ-293 Арвида Владимировича Палло и одного из «отцов» самолёта Алексея Михайловича Исаева (последний, к слову, работал на «Уралвагонзаводе» в 30-х).

Забегая вперёд, следует отметить, что все опытные образцы самолётов БИ, кроме БИ-3, пережили период испытаний и доработок, а два из них дожили до наших дней (правда, уже в качестве памятников). Седьмой самолёт серии испытывался только в бездвигательном режиме. Два самолёта БИ — № 5 и № 6 — привозили в Нижний Тагил для доработки двигателей непосредственно на заводе-изготовителе. По некоторым данным, здесь же они проходили первые лётные испытания после доработки.

В феврале 1942 года руководство проекта доложило в Москву о готовности провести лётные испытания своего детища. Местом для их проведения стал аэродром Научно-исследовательского института Военно-воздушных сил СССР, построенный под Свердловском в посёлке Кольцово ещё в 1928-1930 годах. Для проведения лётных испытаний в распоряжение КБ-293 был откомандирован лётчик-испытатель капитан Г. Я. Бахчиванджи, за плечами которого был опыт испытательных полётов и боевых вылетов на разных типах самолётов.

Григорий Яковлевич Бахчиванджи родился 20 февраля 1908 года в станице Бриньковской в Краснодарском крае. Окончил семь классов школы. В 1925 году он уезжает в районный центр, в город Приморско-Ахтарск, где начинает работать подручным в литейной мастерской. Через два года Григорий Бахчиванджи уезжает в Мариуполь, куда отправляется по оргнабору на строительство завода имени Ильича. В 1931 году IX съезд комсомола принимает шефство над Военно-воздушными силами Красной Армии и комсомолец Бахчиванджи, выполняя решение съезда, уходит добровольцем в армию, мечтая стать лётчиком. В 1932 году он вступает в ряды ВКП(б) и по партийной путёвке поступает на курсы авиатехнического училища, а затем в Оренбургскую школу пилотов. С 1935 года лейтенант Григорий Бахчиванджи в рядах РККА. Он осваивает различные типы самолётов, на учениях демонстрирует великолепную технику пилотирования, показывает глубокие знания материальной части и высокую физическую подготовленность. Тогда-то он и попадает «на карандаш» к руководству Научно-исследовательского института Военно-воздушных сил РККА (НИИ ВВС) и его приглашают на лётно-испытательную работу.

В начале Великой Отечественной войны Бахчиванджи добровольно уходит на фронт, воюет в составе 402-го истребительного авиаполка, сформированного на базе НИИ ВВС, участвует в обороне Москвы. Провёл 26 воздушных боёв, сбил лично два вражеских самолёта и три в группе. В августе 1941-го его отзывают в НИИ ВВС и отправляют в Свердловск, где на «Уралмашзаводе» собираются начать сборку штурмовиков Ил-2. Но вышло так, что именно ему довелось поднять в воздух первый советский реактивный истребитель.

«. Лётчик-испытатель нам достался как по заказу, — вспоминал позднее один из конструкторов самолёта А. В. Палло. — И летал как бог, и на земле мог делать всё. Помогал нам во всём. Говорил, что до авиации работал на заводе. Парень был, что называется, с руками и с головой. В конструкцию двигателя вник едва ли не за два дня. »

Первый полёт на БИ-1 с работающим жидкостным ракетным двигателем Григорий Бахчиванджи выполнил 15 мая 1942 года на аэродроме Кольцово. Весь полёт, от взлёта до посадки, занял чуть более трёх минут.

В заключении по первому вылету на самолете БИ лётчик-испытатель записал:

«Двигатель запустился с третьей подачи пусковых компонентов, переход на максимальную тягу произошёл нормально. Работал двигатель на взлёте и в воздухе нормально. […] БИ-1 по своей технике пилотирования очень близок к самолёту Як-1. Взлёт, отрыв и выдерживание производится как на обычном самолёте, набор высоты производится на более высоких скоростях и с большим углом набора. Развороты выполняются без опускания или задирания носа. Планирование и скольжение самолёт выполняет устойчиво. […] Сам полёт в сравнении с обычными типами самолётов исключительно приятен, потому что перед лётчиком нет винта, мотора, шума и выхлопных газов, попадающих в кабину. Лётчик имеет исключительно хороший обзор всей передней полусферы и гораздо лучший, чем на обычном самолёте, обзор задней полусферы. Расположение приборов удачное, кабина не загромождена, расположение управления агрегатами удобное. Теоретические расчёты данного самолёта полностью подтверждены полётом. Самолёт обладает хорошей устойчивостью и манёвренностью на скоростях до 360 км/час».

После первого успешного испытательного полёта состоялся митинг, на который собрались коллектив КБ-293, персонал аэропорта, представители Уральского военного округа и НИИ ВВС. А 17 октября 1942 года за мужество и героизм, проявленные на фронте, и успешную испытательную работу капитан Бахчиванджи был награждён орденом Ленина.

Испытания реактивных самолётов типа БИ продолжились. Постепенно БИ-1 «учился» подниматься всё выше и выше, увеличивать скорость, совершать манёвры. В ГКО уже готовилось постановление о выпуске первой партии реактивных самолётов в количестве 40 штук. Производство машин предполагалось передать в Нижний Тагил. Но через десять месяцев после первого полёта случилась трагедия. Во время очередного испытательного полёта на БИ-3 самолёт внезапно вошёл в пике и на скорости выше 900 км/час врезался в землю. Григорий Бахчиванджи, до последней секунды пытавшийся спасти самолёт, погиб.

О происшествии доложили в Москву. Производство опытной партии самолётов типа БИ сразу же отменили, но работу над машиной разрешили продолжить. В серию «ближний истребитель» так и не пошёл, но опыт, накопленный за годы его разработки, несомненно, пригодился для создания в Советском Союзе реактивной авиации и ракетной техники. Испытания самолётов типа БИ продолжались до августа 1945 года.

Указом Президиума Верховного Совета СССР от 28 апреля 1973 года Григорий Яковлевич Бахчиванджи посмертно был удостоен звания Героя Советского Союза. Тогда же, в апреле 1973-го, появился и памятник первому советскому реактивному самолёту и первому лётчику, поднявшему его в воздух.

Читать еще: Датчик запрета запуска двигателя акпп

Идея памятника принадлежала сотрудникам КБ-293. Первоначально на вершину стелы хотели установить полноразмерный макет самолёта БИ-1, но внезапно, неведомо на каких армейских складах, нашёлся самолёт БИ-2. На нём также проводились лётные испытания, на нём также летал Григорий Бахчиванджи. Кто и как сумел сохранить легендарный «ближний истребитель», осталось загадкой.

Именем лётчика-испытателя Г. Я. Бахчиванджи были названы главная улица посёлка Кольцово, а позднее и площадь перед аэропортом.

История самого аэропорта Кольцово началась в 1928 году, когда здесь было решено построить аэродром для нужд Научно-исследовательского института Военно-воздушных сил РККА (позднее — НИИ ВВС). Уже через два года аэродром начал выполнять возложенные на него задачи.

Долгое время бытовало мнение, что гражданский аэропорт на базе военного аэродрома Кольцово начал функционировать в начале 50-х. Но это не так. Архивные документы свидетельствуют о том, что 10 июля 1943 года, в соответствии с приказом главкома ВВС Красной Армии, на военном аэродроме Кольцово был образован аэропорт Свердловск и начались гражданские авиаперевозки. В декабре 1943 года здесь останавливался президент США Рузвельт на обратном пути из Тегерана. При этом все годы войны через военный аэродром продолжали идти грузы для Красной Армии, отсюда перелетали в прифронтовую зону штурмовики Ил-2, которые собирали на УЗТМ, сюда прибывали самолёты с ранеными.

Гражданский же аэропорт находился в подчинении Управления северо-восточной воздушно-транспортной магистрали Москва – Уэлькаль. Так, впервые в истории нашей страны, на единой базе были объединены военно-воздушные силы и гражданский воздушный флот. Только в 1954 году военная страница истории аэропорта была окончательно закрыта.

В 1954 году было построено здание аэровокзала и гостиница на 100 мест, в 1963 году — новая гостиница «Лайнер» на 235 мест. С 1956 года отсюда начались регулярные полёты первого советского реактивного пассажирского лайнера ТУ-104 и самолёта ИЛ-18.

А вот статус международного аэропорту Кольцово пришлось ждать почти 40 лет. Это случилось только в октябре 1993 года. Но несмотря на отсутствие статуса, свердловский аэропорт довольно часто принимал у себя иностранных гостей. В 50-е годы — студентов из Китая и Кореи и вице-президента США Никсона, в 60-х — лидера кубинской революции Фиделя Кастро.

Такова история появления «белого самолётика» на площади перед главной воздушной гаванью Среднего Урала — аэропортом Кольцово. История, которую знают далеко не все.

Способ форсирования двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя и форсированный двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче топлива в аэродинамический клапан второго контура, последующем его струйном перемешивании с топливом в камере сгорания и поджиге. Подачу топлива в двигатель на цикле всасывания осуществляют одновременно через два контура аэродинамических впускных клапанов — с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения с образованием кольцевых вихрей. Кроме того, дополнительно осуществляют торможение обратному выбросу газов через впускную систему за счет установки треугольного канала в первый смеситель и кольцевой обечайки на входе во второй смеситель и возвратному течению в резонаторную трубу за счет выполнения частичного диффузорного раскрытия. Заявляемая группа изобретений позволяет обеспечить повышение термодинамического коэффициента полезного действия путем увеличения амплитуды пульсаций давления, происходящей при увеличении объема цикловой продувки камеры сгорания. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ форсирования двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, включающий продувку камеры топливовоздушной смесью сгорания из смесителей и воздухом из аэродинамического клапана второго контура, формирующим воздушный струйный обдув зоны горения, последующее воспламенение и взрыв с выбросом продуктов сгорания через резонаторную трубу, смесители и аэродинамический клапан, отличающийся тем, что подачу топлива во время работы двигателя осуществляют одновременно в два контура двигателя с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува топливовоздушной смесью зоны горения с образованием кольцевых вихрей. 2. Форсированный двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ДЭПуВРД), содержащий, в частности, камеру сгорания, впускную систему из первого и второго смесителей, аэродинамические клапаны, топливный коллектор и сопла подачи топлива, отличающийся тем, что на входе во второй смеситель установлена кольцевая обечайка длиной 0,3-0,5 калибра второго смесителя, а резонаторная труба выполнена с перфорацией профилированными отверстиями в зоне примыкания к камере сгорания и частичным диффузорным раскрытием, расположенным в аэродинамической тени за камерой сгорания, при этом внутри входного участка первого смесителя установлен треугольный канал длиной от 0,1 до 0,5 длины первого смесителя. 3. Форсированный двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ДЭПуВРД) по п. 2, отличающийся тем, что оба воздушных клапана аэродинамические.

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в двигателях небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как, например, беспилотные разведчики, летающие мишени.

Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (далее ПуВРД) немецкой крылатой ракеты времен Второй мировой войны Фау-1 (см. Г.Б. Синярев, М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. — Оборонгиз, 1957, с. 19, 20).

Двигатель представляет собой трубу с клапанной решеткой которая состоит из несущих элементов — поперечных стержней, подвижных элементов — плоских упругих пластин постоянной толщины, прикрепленных к боковым граням стержней попарно параллельно друг другу на расстоянии, равном толщине стержня, и опорных проставок, размещенных посредине между парами пластин параллельно им. В каждой паре между пластинами имеется глухой зазор, обращенный назад. Пластины и проставки образуют продольные каналы для прохода воздуха.

Набегающий на двигатель поток проходит через воздухозаборник и клапанную решетку в камеру сгорания. Туда же подается легкоиспаряющееся топливо, после чего топливовоздушная смесь воспламеняется искрой электрозапала. Быстро расширяющиеся во все стороны продукты сгорания, попадая в глухой зазор между пластинами, тормозятся, в результате чего давление там возрастает. Это вызывает изгиб пластин в стороны до контакта с опорными проставками или боковьми стенками. Воздушные каналы клапанной решетки оказываются перекрытыми. Продукты сгорания истекают через сопло в атмосферу, а их давление на закрытую клапанную решетку создает импульс тяги двигателя.

После падения давления пластины клапанной решетки под действием своей упругости, а также разрежения, создаваемого в камере инерцией истекающих газов, возвращаются в исходное положение. В камеру поступает очередная порция воздуха и цикл повторяется.

Главным достоинством ПуВРД этого типа основанного на применении механических клапанных решеток является высокое гидравлическое сопротивление продуктам сгорания, пытающимся прорваться навстречу набегающему потоку при взрыве в камере сгорания.

Их недостаток — высокое гидравлическое сопротивление при продувке камеры сгорания, особенно на низких скоростях полета что ведет к не высокому цикловому объемному наполнению и, как следствие, к низкой удельной и лобовой тяге. Но главное -они дают падение тяги при больших скоростях полета из-за механического отгиба динамическим напором воздуха лепестков клапана, что приводит к переходу в режим прямоточного ПуВРД.

Так же известен ПуВРД с помощью аэродинамических клапанов в качестве которых часто используют простые трубки, «Нестационарное распространение пламени», под ред. Дж.Г. Маркштейна, М., МИР, 1968, с. 401-407 (ПРОТОТИП). Кроме того, ПуВРД, в которых осуществлена замена механических клапанов на аэродинамические описаны в патентах США №2796735, 1957; №2796734, 1957; №2746529, 1956; №2822037,1958; 2812635,1957; 3093962, 1963.

К недостаткам такого способа продувки ПуВРД следует отнести низкую амплитуду пульсаций давления в камере сгорания и, соответственно, низкий термодинамический КПД (коэффициент полезного действия) в следствии малого сопротивления аэродинамического клапана выбросу продуктов сгорания, особенно на низких скоростях полета до 100 м/с. При более высоких скоростях полета, в том случае если аэродинамический клапан повернут навстречу набегающему потоку, как это предлагается сделать в патенте РФ №2468236, гидравлическое сопротивление обратному выбросу с ростом скорости возрастает и работа существенным образом улучшается.

Этот процесс для наглядности показан на ниже приведенном графике отображающем характер зависимости гидравлического сопротивления обратному выбросу продуктов сгорания от скорости полета. Можно видеть, что в диапазоне скоростей до 100 метров в секунду. Механический клапан обладает значительно большим обратным сопротивлением (более чем в 30 раз). Но по мере роста скорости набегающего потока его превосходство снижается и при скоростях около 200 метров в секунду он по этому параметру вплотную приближается к аэродинамическому клапану повернутому навстречу потоку.

Повысить удельную и лобовую тягу и снизить удельный расход топлива можно путем увеличения амплитуды пульсаций давления, которое достигается за счет роста скорости горения и увеличения обратного гидравлического сопротивления клапанов. Увеличение амплитуды пульсаций приводит к росту термодинамического КПД и соответственно, к снижению удельного расхода топлива. Поэтому естественным техническим решением является увеличение «диодности» впускной системы и резонаторной трубы и дополнительной подачи топлива в аэродинамический клапан второго контура. Совместная подача топлива через два контура клапанов приводит к значительному улучшению дроссельной характеристики ПуВРД. Удельная тяга ДЭПуВРД достигает 1100-1500 с.

Пример влияния данных мероприятий на дроссельную характеристику двигателей приведен ниже на графике. Эти данные получены авторами экспериментально.

Технический результат, достигаемый в результате реализации группы предлагаемых изобретений, заключается в повышении термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления.

Техническая задача решается путем увеличения обратного сопротивления впускной системы и резонаторной трубы двигателя за счет установки во входную часть первого смесителя треугольного канала, а на вход второго смесителя кольцевой обечайки и выполнения выходной части резонаторной трубы с частичным диффузорным раскрытием, расположенным в аэродинамической тени камеры сгорания. Дополнительно производится подача топлива на вход аэродинамического клапана второго контура.

Указанный технический результат, при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном способе форсирования двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ДЭПуВРД, далее, до текста формулы и реферата — двигателя), включающем продувку камеры топливовоздушной смесью сгорания из смесителей и воздухом из аэродинамического клапана второго контура, формирующим воздушный струйный обдув зоны горения, последующее воспламенение и взрыв с выбросом продуктов сгорания через резонаторную трубу, смесители и аэродинамический клапан, подачу топлива во время работы двигателя осуществляют одновременно в два контура двигателя с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува топливовоздушной смесью зоны горения с образованием кольцевых вихрей.

Реализация описанного выше способа форсирования осуществляется в конструкции двигателя содержащей, в частности, камеру сгорания, впускную систему из первого и второго смесителей, аэродинамические клапаны, топливный коллектор и сопла подачи топлива, при этом, на входе во второй смеситель установлена кольцевая обечайка длиной 0,3-0,5 калибра второго смесителя, а резонаторная труба выполнена с перфорацией профилированными отверстиями в зоне примыкания к камере сгорания и частичным диффузорным раскрытием, расположенным в аэродинамической тени за камерой сгорания, при этом внутри входного участка первого смесителя установлен треугольный канал длиной от 0,1 до 0,5 длины первого смесителя. Оба воздушных клапана при этом являются аэродинамическими.

Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности «новизна».

Читать еще: Волга 3110 двигатель крайслер схема

Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенное устройство имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.

Предложенное техническое решение промышленно применимо, т.к. может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».

Другие особенности и преимущества заявляемого изобретения станут понятны из следующего детального описания, приведенного исключительно в форме не ограничивающего примера и со ссылкой на прилагаемый чертеж, иллюстрирующий предпочтительный вариант реализации, на котором показана схема предлагаемого двигателя.

На фиг. 1 показан заявляемый двигатель.

На фиг. 2 показан вид -А- на треугольный канал первой впускной трубы — смесителя.

На фиг. 3 показан вид -Б- на частичное диффузорное раскрытие резонаторной трубы.

Позициями на чертеже показаны:

Поз. 1 — сопло подачи газа,

Поз. 2 — первая впускная труба — смеситель,

Что реактивный двигатель одновременно

В данную товарную позицию включены двигатели, не вошедшие в предыдущие товарные позиции (8406 — 8408, 8410, 8411) или в товарные позиции 8501, 8502. Это все неэлектрические двигатели и моторы, кроме паровых машин, поршневых двигателей внутреннего сгорания с принудительным зажиганием и воспламенением от сжатия, гидротурбин, водяных колес, турбореактивных и турбовинтовых двигателей и прочих газовых турбин.

Сюда входят реактивные двигатели (кроме турбореактивных), пневматические двигатели и моторы, ветряные двигатели (ветряные мельницы), пружинные и гиревые двигатели и т.д., а также некоторые гидравлические двигатели и моторы, паровые и газовые машины.

(А) Реактивные двигатели, за исключением турбореактивных

(1) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Это механически простая конструкция, действующая только на машинах, движущихся с высокой скоростью. Она не имеет турбокомпрессора, и поэтому подача воздуха обеспечивается только за счет скорости движения. Сжатие воздуха в камере сгорания обеспечивается геометрией трубопровода. Движущая сила образуется в результате воздействия отработанных газов, выбрасываемых через сопло.

(2) Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Отличие данного двигателя от прямоточного состоит в том, что, благодаря прерывистому процессу сгорания, из его сопла выбрасывается не сплошная струя, а пульсирующий поток газа. В отличие от прямоточного двигателя его можно запустить с места, т.к. забор воздуха обеспечивает его пульсирующим действием.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели применяются, главным образом, на летательных аппаратах как ускорители при взлетах.

(3) Ракетные двигатели.

Это реактивные двигатели, в которых сгорание топлива не зависит от подачи воздуха извне, т.к. заряд такого двигателя содержит топливо и элементы, обеспечивающие его сгорание.

Среди них различают два основных типа:

(i) Жидкостные ракетные двигатели.

Данные двигатели состоят из камеры сгорания, одного или более резервуаров для ракетного топлива, связанных между собой системой труб и насосов, и ракетного сопла. Насосы приводятся в действие турбиной, которая питается от отдельного газогенератора. Еще одним принципиальным элементом данного типа ракетных двигателей является система впрыскивания. В состав топлива входят этиловый спирт, гидрат гидразина и т.д., а катализаторами являются перекись водорода, перманганат калия, жидкий кислород, азотная кислота и т.д.

(ii) Твердотопливные ракетные двигатели.

Данные двигатели состоят из цилиндрической камеры сгорания и ракетного сопла. Резервуар для топлива служит одновременно камерой сгорания. Ракетное топливо данного типа двигателей состоит из катализатора (обычно перхлорат аммония) и собственно топлива (как правило, полиуретаны). В некоторых типах используются виды топлива, включенные в группу 36.

В данную товарную позицию включены только ракеты, составляющие собственно двигательные установки (например, ускорители для взлетов летательных аппаратов, управляемых ракет или космических ракет-носителей).

В данную группировку не входят:

(а) Противоградовые ракеты, ракеты со спасательным шнуром и аналогичные пиротех нические ракеты (товарная позиция 3604).

(б) Космические ракеты-носители (товарная позиция 8802).

(в) Управляемые ракеты с силовыми установками (товарная позиция 9306).

(Б) Гидравлические силовые двигатели и моторы

В данную группировку включаются:

(1) Некоторые двигатели, кроме турбин и колес, вошедших в товарную позицию 8410, использующие для совершения механической работы энергию морских волн (ротор Савониуса с двумя полуцилиндрическими лопатками) или приливов и отливов.

(2) Сюда входят двигатели (water column machines), принцип работы которых основан на вращении вала посредством поршней, перемещающихся в цилиндрах под давлением водяного столба.

(3) Гидравлические цилиндры, состоящие, например, из латунного или стального цилиндра и поршня, который под давлением масла (или другой жидкости), прилагаемым с одной стороны (одностороннего действия) или двух сторон (двустороннего действия), приводится в движение и преобразует энергию давления жидкости в линейное движение. Данные цилиндры применяются в станках, строительных механизмах, механизмах управления и т.д.

(4) Приводы гидравлических клапанов, представленные отдельно, состоящие из металлического корпуса и поршня, который посредством пальца, установленного перпендикулярно шатуну, преобразует линейное движение, вызванное давлением сжатия жидкости, во вращательное движение, обеспечивающее привод конического вентиля или другого приспособления с вращающимся механизмом.

(5) Гидравлические сервомоторы, которые выполняют роль конечного или промежуточного исполнительного механизма в обратной связи управляющих и регулирующих систем. Данные сервомоторы используются, например, в самолетах.

(6) Гидравлические системы, состоящие из гидравлической силовой установки (содержащей гидравлический насос, электромотор, управляющие клапаны и масляный бак), гидравлических цилиндров и трубок или шлангов, необходимых для подсоединения цилиндров к гидравлической силовой установке, объединенных в единый функциональный блок, понимаемый в соответствии с примечанием 4 к разделу XVI (см. Общие положения пояснений к данному разделу). Эти системы используются, например, для управления строительными объектами.

(7) «Гидравлические» реактивные двигатели («гидрореактивные») для моторных лодок. Они состоят из мощных насосов, забирающих морскую или речную воду и выбрасывающих ее в виде сильной струи через регулируемую трубу (или трубы), расположенную под днищем или за кормой.

(В) Пневматические силовые двигатели и моторы

Данные двигатели используют внешний источник сжатого воздуха (или других газов) и, в принципе, напоминают поршневой паровой двигатель или паровую турбину. В отдельных случаях предусматривается камера сгорания или другие нагреватели для повышения давления воздуха (и, соответственно, увеличения энергии выброса), а также для предотвращения замерзания при резких перепадах температуры.

Эти двигатели используются, в основном, на шахтах в откаточных тракторах, лебедках, благодаря их пожаро- и взрывобезопасности, кроме того, они используются в некоторых локомотивах, летательных аппаратах, подводных лодках и т.д., в качестве пусковых двигателей к двигателям внутреннего сгорания, а также в качестве торпедных двигателей.

В данную группировку входят также:

(1) Крыльчатые двигатели, редукторные двигатели, осевые и радиально-поршневые двигатели для пневматической трансмиссии.

(2) Пневматические цилиндры, состоящие, например, из латунного или стального цилиндра и поршня, который под давлением сжатого воздуха, прилагаемым с одной (одностороннего действия) или двух сторон (двустороннего действия), приводится в движение и преобразует энергию сжатого воздуха в линейное движение. Данные цилиндры применяются в станках, строительных механизмах, механизмах управления и т.д.

(3) Представленные отдельно приводы пневматических клапанов, состоящие из металлического корпуса и поршня, который посредством пальца, установленного перпендикулярно шатуну, преобразует линейное движение, вызванное давлением сжатого воздуха во вращательное движение, обеспечивающее привод конического вентиля или другого приспособления с вращающимся механизмом.

(Г) Ветряные двигатели (ветряные мельницы)

В данную группировку входят все силовые агрегаты (ветряные двигатели, воздушные турбины), преобразующие энергию ветра, воздействующего на лопасти (часто с изменяемым шагом) пропеллера или ротора, непосредственно в механическую энергию.

Наиболее распространенная конструкция представляет собой довольно высокую металлическую опору с установленным на ней пропеллером или ротором, перпендикулярно оси которого крепится стабилизатор или похожее приспособление для ориентации аппарата в зависимости от направления ветра. Движущая сила обычно передается посредством редуктора через вертикальный вал на вал отбора мощности, расположенный на уровне земли. Некоторые ветряные двигатели («вакуумные двигатели») снабжены вогнутыми лопатками. Вращаясь, они создают перепад давления, который по герметичному трубопроводу передается на землю для привода небольшой реактивной турбины.

Ветряные двигатели, как правило, обладают небольшой мощностью и используются, в основном, в сельской местности для привода ирригационных и дренажных насосов или небольших электрогенераторов.

В эту товарную позицию не входят электрогенераторы, состоящие из ветряного двигателя, и электрогенераторы (включая электрогенераторы, приводимые в действие воздушным потоком от винта летательного аппарата) (товарная позиция 8502).

(Д) Пружинные, гиревые и прочие двигатели

В данную группировку входят механизмы, которые, подобно часовым механизмам, приводятся в действие за счет использования энергии высвобождаемой при раскручивании пружины, а также за счет использования силы тяжести (противовесов или аналогичных устройств). Сюда, однако, не входят механизмы, в которых используются или предусматривается использование спусковых устройств (товарная позиция 9108 или 9109).

Данные двигатели, особенно пружинного действия, находят применение в самых разнообразных устройствах (в музыкальных автоматах, автоматических вертелах, вращающихся витринах, регистрирующих механизмах, гравировальных инструментах).

(Е) Поршневые двигатели, не объединенные с бойлерами

В двигателях данного типа механическая энергия образуется в результате движения поршня в цилиндре под воздействием разности давления пара, производимого бойлером, и атмосферного давления (паровые машины с выхлопом в атмосферу) или пониженного давления конденсатора (паровые машины с конденсацией). Возвратно-поступательное движение поршня посредством шатуна преобразуется во вращательное движение коленчатого вала или маховика.

К простейшим типам относятся двигатели одностороннего действия, где давление пара воздействует только на одну из сторон поршня; в других (двусторонних) типах пар поочередно воздействует на обе стороны поршня. В более мощных двигателях пар последовательно поступает в два или более цилиндров с возрастающими диаметрами, причем, шатуны соответствующих поршней соединены с единым коленчатым валом (компаунд-машины, паровые машины двойного и тройного расширения и т.д.). К последним относятся, например, локомотивные и судовые двигатели.

(Ж) Паровые или газовые силовые установки, объединенные с бойлерами

Двигатели данного типа состоят из бойлера (обычно типа жаровой трубы) и паровой машины простого расширения или компаунд-машины поршневого типа с одним или двумя маховиками, которые часто выполняют функции механизма отбора мощности.

Двигатели данного типа — это, в основном, двигатели малой и средней мощности, предназначенные для более или менее постоянной работы. Благодаря компактной конструкции они могут быть легко демонтированы.

В соответствии с общими положениями, касающимися классификации частей (см. Общие положения пояснений к разделу XVI), наряду с двигателями, перечисленными выше, в данную товарную позицию входят части к ним (камеры сгорания и воздушные клапаны к реактивным двигателям, регуляторы подачи топлива к турбовинтовым двигателям, топливные форсунки, воздушные колеса к ветряным мельницам, цилиндры, поршни, золотники, центробежные шаровые регуляторы или маховики-регуляторы, шатуны).

Части к паровым или газовым силовым установкам, объединенным с бойлерами, как правило, классифицируются как части к бойлерам (товарная позиция 8402) или как части к паровым силовым установкам данной товарной позиции.

В эту товарную позицию, однако, не входят трансмиссионные и коленчатые валы (товарная позиция 8483).

Пояснения к подсубпозициям

8412 21 200 1 — 8412 29 890 9

В эти подсубпозиции включены моторы (двигатели) для гидравлической трансмиссии.

8412 21 200 1 — 8412 21 200 9 и 8412 21 800 2 — 8412 21 800 8

Эти подсубпозиции включают гидравлические исполнительные механизмы для позиционирования и фиксации, используемые для регулировки положения сидений для команды самолета.