Р11-300 — первый двухвальный турбореактивный двигатель с форсажной камерой ( ТРДФ ). Разработан на Государственном союзном опытном заводе № 300 (п/я 2480, ныне ОАО "АМНТК «Союз») под руководством Сергея Константиновича Туманского . Заводы-изготовители: ММП имени В. В. Чернышёва (Москва) и Уфимское МПО (Уфа).

История

Проектирование и создание первых образцов двигателя велось в ОКБ -300 с мая 1953 по январь 1955 гг., под руководством А. А. Микулина (позже его сменил С. К. Туманский). Первоначально двигатель назывался АМ-11 , но после того, как Микулина сместили с должности, двигатель получил наименование Р11-300 (где цифра 300 — это ОКБ-300).

Дальнейшая работа по многочисленным модификациям двигателя и созданию новых образцов этого семейства проводилась в ОКБ, базировавшимся на , где и было организовано серийное производство (это ОКБ имело статус филиала завода № 300). Возглавлял этот коллектив Николай Георгиевич Мецхваришвили.

В январе 1956 года был передан на заводские испытания первый самолёт Е-2А/1 с новым двигателем, а затем и Е-5 — прототип знаменитого МиГ-21 .

Двигатель и его модификации устанавливались на самолётах Су-15 , МиГ-21, Як-25 , Як-28 ; копия Р-11-300 выпускалась в Китае (устанавливался на истребителе J-7 ). Всего изготовлено более 20 тыс. двигателей Р-11-300 всех модификаций.

Капитальный ремонт двигателя в 1962—1975 годах производился на ремонтных заводах № 12 (Хабаровск), № 218 (Гатчина), № 562 (Одесса) и № 570 (Ейск). Отработавшие лётный ресурс двигатели применялись на пожарной машине АГВТ-150(375).

Основные технические данные двигателя на примере Р11Ф-300

• Тип двигателя: турбореактивный, двухвальный, с форсажной камерой
  • компрессор: осевой, шестиступенчатый, двухроторный
  • турбина: осевая, двухступенчатая, двухроторная
  • камеры сгорания: 10 индивидуальных прямоточных камер в общем кожухе
  • реактивное сопло: регулируемое всережимное, диаметр створок сопла меняется в пределах 526÷680 мм
• Габаритные размеры двигателя:
  • длина общая: 4600 мм
  • диаметр наибольший (по бандажу ФК): 906 мм
  • максимальная высота с учётом выступающих агрегатов: 1085 мм
• Вес двигателя в состоянии поставки с завода-изготовителя (с залитым консервационным маслом): 1146±2% кг
• Гарантийный ресурс двигателя до первого ремонта: 100 часов, из них не более 30 часов на форсажных режимах

Параметры двигателя в стендовых условиях :

• Тяга:
  • на максимальном форсажном режиме (обороты ротора НД 11159±50 об/мин, 100 %): 5750-100 кгс
  • на минимальном форсажном режиме (обороты ротора НД 11159±50 об/мин, 100 %): 4900+200 кгс
  • максимальная без форсажа (обороты ротора НД 11159±50 об/мин, 100 %): 3900-100 кгс
  • режим малого газа (обороты ротора НД 3740±150 об/мин, 33,5±1,5 %): ≤170 кгс
• Расход воздуха через компрессор:
  • на режиме полный форсаж: 63,7 кг/сек
  • на режиме минимальный форсаж: 63,7 кг/сек
  • на режиме максимальный бесфорсажный: 63,7 кг/сек
  • на номинальном режиме: 59,0 кг/сек
• Степень повышения давления:
  • на режиме полный форсаж: 8,75
  • на режиме минимальный форсаж: 8,9
  • на режиме максимальный бесфорсажный: 8,85
• Удельный расход топлива:
  • на режиме полный форсаж: ≤2,30 кг/т час
  • на режиме минимальный форсаж: ≤1,70 кг/т час
  • на режиме максимальный бесфорсажный: 0,94±0,03 кг/т час
  • на режиме малый газ: не нормируется
• Температура газа за турбиной, не более: 700 °С (допускается кратковременный заброс не более 5 сек до 720 °С)
• Время приёмистости двигателя:
  • от режима малого газа до максимального бесфорсажного режима: 12÷15 сек
  • от режима малого газа до форсажа: не более 20 сек
• Продолжительность непрерывной работы двигателя:
  • на всех форсажных режимах: 10 мин на высотах ниже 10000 м и 20 мин на высотах более 10000 м
  • бесфорсажные режимы: не ограничено
  • на режиме малого газа: 10 мин
• Топливная система
  • основное топливо для двигателя: реактивное топливо марок Т-1, Т-2 или ТС
  • пусковое топливо: неэтилированный бензин Б-70
• Масляная система двигателя, замкнутая под давлением, минеральное масло МК-8 или МС-6.

Конструкция двигателя Р11Ф-300

Двигатель состоит из следующих основных узлов:

• из шестиступенчатого (три ступени низкого давления, первый каскад, и три ступени высокого давления, второй каскад) немеханизированного компрессора
• десяти прямоточных камер сгорания трубчатого типа в общем кожухе
• двухступенчатой осевой газовой турбины , состоящей из первой ступени высокого давления (второй каскад) и второй ступени низкого давления (первый каскад)
• диффузора с форсажной камерой и регулируемым соплом, с двухколлекторной системой подачи форсажного топлива
• нижней коробки приводов агрегатов двигателя и самолётных агрегатов, на которой установлены: стартер-генератор ГСР-СТ-12000ВТ, топливный насос-регулятор НР-21Ф, топливный насос-регулятор НР-22Ф, гидронасосы НП-34-2Т, топливный подкачивающий насос ДЦН-13ДТ, масляный агрегат, воздухоотделитель, центробежный суфлёр, масляный откачивающий насос передней опоры, датчик оборотов ротора ВД типа ДТЭ-1 и датчик оборотов ротора НД также типа ДТЭ-1.
• топливной системы основного топлива, оборудованной следующими агрегатами:
  • плунжерным топливным насосом-регулятором НР-21Ф. Привод ротора насоса от ротора высокого давления двигателя.
  • плунжерным топливным насосом-регулятором форсажного топлива НР-22Ф с блоком управления БУ-4Б и коробкой автоматики форсажа КАФ-13Д
  • подкачивающим топливным насосом ДЦН13-ДТ
  • форсунками основного (10 форсунок), пускового и форсажного топлива (102 форсунки форсажного топлива)
• топливной системой пускового топлива, состоящей из двух воспламенителей, электромагнитного клапана, бачка пускового топлива, топливного фильтра, электрического шестерёнчатого насоса ПНР-10-9М, трубопроводов и др. В качестве пускового топлива применялся низкооктановый неэтилированный авиационный бензин Б-70. Расход бензина на один запуск двигателя не более 0,3 литра.
• автономной масляной системы двигателя под давлением, для смазки движущихся частей в процессе работы. В маслосистеме установлено три насоса: нагнетающий, откачивающий из передней опоры и откачивающий из коробки агрегатов, средней и задней опор. Система работает под давлением 3,5±0,5 кг/см2. Используется минеральное масло МК-8 или МС-6 с расходом в полёте не более 1,2 литра в час. Полный объём маслобака 16 литров, заправочная ёмкость 12±0,5 литра. Маслобак входит в конструкцию топливно-масляного агрегата 357С, также включающего топливно-масляный радиатор и фильтр низкого давления.
• системы управления двигателем с панелью управления режимами ПУРТ-1Ф, которая связана с насосами-регуляторами НР-21Ф, НР-22Ф и блоком управления БУ-4Б
• гидравлической системы двигателя, которая служит для регулирования проходного сечения реактивного сопла посредством трёх гидроцилиндров. Рабочая жидкость — гидросмесь АМГ-10 с рабочим давлением 180-215 атм.
• системы электрического запуска двигателя с переключением напряжения питания 24х48 вольт. Раскрутка двигателя при запуске производится стартером ГСР-СТ-12000ВТ. Стартер на 44 секунде запуска переводится в генераторный режим и в полёте используется как источник электроэнергии в бортовой сети самолета. Аппаратура запуска (относится к самолётному оборудованию) включает коробку пусковых реле КПР-15А, автомат времени пуска (программная панель) АВ7-44-5 и источники бортового питания — две серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 15СТС-45, которые в процессе запуска переключаются с параллельного соединения на последовательное. Установлены две катушки зажигания КНА-111 основных камер сгорания и катушка зажигания КНА-114 форсажной камеры. Запальные свечи поверхностного разряда: две СПН-4 основных камер сгорания и две свечи зажигания ФК (одна запасная) СЭ-21Д5. Весь цикл автоматического запуска двигателя рассчитан по времени на 44±1,2 сек.
• системы кислородной подпитки двигателя при высотном запуске, которая служит для устойчивого запуска двигателя в полёте в диапазоне высот 8000÷12000 метров. При запуске в полёте ниже 8000 кислородная подпитка не используется. Система включает кислородный баллон ёмкостью 2 литра с редуктором на давление 9÷10,5 кг/см2, клапана и др.
• системы отбора воздуха на самолётные нужды
• противообледенительного устройства входного обтекателя компрессора
• системы дренажа жидкостей из агрегатов двигателя, которая предотвращает скопление пожароопасных компонентов в моторном отсеке самолёта

Примечание . Ось форсажной камеры двигателя (при виде сверху) составляет небольшой угол с осью двигателя вследствие того, что задняя часть форсажной камеры монтируется со смещением по оси роликов, влево на 4 мм от оси симметрии самолёта. Во время работы двигателя от температурных расширений ось форсажной камеры перемещается вправо и совмещается с осью двигателя.

Модификации

• Р11-300 — серийный
• Р11Ф-300 — двигатель с форсажной камерой сгорания, массовое использование на МиГ-21 и др. типах.
• Р11Ф2-300 — с усовершенствованной системой топливопитания форсажного контура и изменённой конструкцией стабилизаторов горения в форсажной камере
• Р11Ф2С-300, Р11Ф2СУ-300 — модификации с улучшенными характеристиками приёмистости
• Р11Ф2СК-300 — с системой коррекции диаметра сопла СКДС
• Р-11К-300 — короткоресурсный вариант двигателя для беспилотных самолётов-мишеней или разведывательных БПЛА одноразового применения. Представлял собой отработавший ресурс самолётный двигатель Р-11Ф2С-300, прошедший восстановительный ремонт на авиаремонтном предприятии. Ресурс такого двигателя составлял 10 часов.

Примечания

Литература

«Техническое описание двигателя Р11Ф-300». Пособие для лётного и технического состава ВВС СА. Данное ТО распространяется на все двигатели с 1-й по 5-ю серии. «Секретно». Государственное научно-техническое издательство «Оборонгиз», М. 1962 г.

Ссылки

• (недоступная ссылка)
• (недоступная ссылка)