موتور هواپیمای توربوجت RD-7 (VD-7).

توسعه دهنده: OKB-36 تحت رهبری V.A. Dobrynin.
کشور: اتحاد جماهیر شوروی
ساخت: 1952

توسعه موتور توربوجت RD-7 در سال 1952 در OKB-36 تحت رهبری V.A. Dobrynin آغاز شد. نام اصلی VD-7 است. هنگام انتخاب موتورها برای نوسازی هواپیمای M-4، شرط بندی بر روی VD-7 انجام شد که رانش برخاست آن از 11000 کیلوگرم در ساعت فراتر رفت و مصرف سوخت کروز 0.73-0.8 کیلوگرم / کیلوگرم در ساعت (برای RD) بود. -3 - تا 1.03) مانند بهترین نمونه های خارجی. با استفاده از این موتورها، افزایش میزان سوخت در هواپیما، نصب سیستم سوخت‌گیری در حین پرواز و بهبود آیرودینامیک، هواپیمای جدید با نام 3M می‌تواند به دورافتاده‌ترین نقطه در ایالات متحده برسد.

با این حال، این موتورها تکمیل آزمایشات حالت هواپیما را به تعویق انداختند - خود نوسانات خطرناک پره های کمپرسور مرحله اول در هنگام برخاستن مشاهده شد. برای حل این مشکل، سرعت در VD-7B محدود شد، در حالی که حداکثر رانش به میزان 2000 کیلوگرم کاهش یافت و وزن برخاست باید با کاهش ذخیره سوخت کاهش می یافت. از آنجایی که VD-7B در مقادیر محدود و با سرعت کم تولید شد، حدود نیمی از بمب افکن ها با آنها ساخته شدند که نام 3MN را دریافت کردند ("N" - موتور جدید). بقیه ماشین ها که نام 3MS را دریافت کردند ("C" - موتور قدیمی، مجهز به RD-3M.

تولید سریال در سال 1957 در کارخانه شماره 26 سازماندهی شد.

RD-7 از یک کمپرسور محوری 9 مرحله ای، یک محفظه احتراق جریان مستقیم از نوع لوله ای-حلقه ای، یک توربین 2 مرحله ای و یک نازل جت تنظیم نشده تشکیل شده است. موتور از راه حل های فنی استفاده می کرد که اساساً برای آن زمان جدید بود: یک کمپرسور فشار بالا با تعداد مراحل کم، اولین مرحله مافوق صوت کمپرسور، یک پره راهنمای ورودی قابل تنظیم، تنظیم حالت ها با توجه به سرعت کاهش یافته.
در هنگام برخاستن، یک نشانه مطمئن از ایموک با موتورهای VD-7B یک اگزوز دودی قوی بود. سریال VD-7B تولید شده توسط کارخانه اوفا شماره 26 پس از پالایش پر زحمت، تنها 200 ساعت منبع داشت - 6.5 برابر کمتر از RD-3M-500. قابلیت اطمینان آنها نیز بدتر بود، که همراه با عدم وجود رژیم اضطراری، ایمنی هواپیما را به میزان قابل توجهی کاهش داد و باعث نارضایتی منطقی مشتری شد.

تولید سریال تا سال 1977 ادامه یافت. در طول تولید بارها و بارها مدرن شد. موتورهایی که منابع پروازی خود را صرف کرده اند در موتورهای آتش نشانی AGVT-100 (131)، AGVT-200 (255) استفاده شده است.

تغییرات:

WD-7: اساسی.
-VD-7B: اصلاح شده. دارای یک محدود کننده سرعت کمپرسور بود. محصول 1957-1968. بر روی هواپیمای 3M نصب شده است.
-VD-7P: موتور با کمپرسور بهبود یافته برای افزایش قدرت در ارتفاعات بالا.
-RD-7M (RD-7M): موتور هواپیمای Tu-22. در حضور محفظه پس سوز متفاوت است. رانش با افزایش دمای گاز در جلوی توربین و افزایش جریان هوا به دلیل باز شدن پره راهنمای ورودی افزایش می یابد. محصول 1960-1965.
-RD-7M2: اجباری. دارای اولین مرحله اصلاح شده کمپرسور، یک پره راهنمای ورودی باز، افزایش دمای گاز در پس سوز و یک نازل قابل تنظیم مافوق صوت است. رانش به میزان 500 کیلوگرم افزایش یافت. محصول 1965-1977. مورد استفاده در Tu-22KD.
-VD-7MD: موتور بدون پس سوز برای هواپیمای ترابری VM-T "Atlant".

مشخصات فنی:

اصلاح RD-7M
سال تاسیس: 1952
سازنده: کارخانه Rybinsk شماره 26
سال های تولید: 1952-1956
ابعاد کلی، میلی متر
- قطر: 1330
-طول: 4850
وزن خشک، کیلوگرم: 2765
نیروی رانش موتور، kN
حداکثر: 103.0
پس سوز: 156.9
نسبت فشار 14.2
دمای گاز جلوی توربین، درجه سانتی گراد: 800

فهرست منابع:
S.G.Moroz. جانور خروشان. هوانوردی و زمان شماره 5 برای سال 2003
V.A.Zrelov. داخلی موتورهای توربین گازی. پارامترهای اساسی و طرح های طراحی.

ولادیمیر ریگمانت

پایان یافتن. از شماره 3،4/9 شروع می شود؟ (مسائل 25،26)

Tu-85 - پایان مسیر تکاملی

کار بر روی هواپیمای پروژه "487"، هواپیمای آینده "85" (Tu-85) در سال 1948 قبل از دریافت سفارش رسمی برای هواپیمای این کلاس از نیروی هوایی و انتشار فرمان مربوطه آغاز شد. شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی. جست‌وجوی راه‌حل‌های بهینه برای این پروژه در جهت کلی تحقیق درباره امکان ایجاد طرح اولیه یک بمب‌افکن دوربرد و فوق‌برد صورت گرفت.

طراحی اولیه این هواپیما که دارای نام داخلی "487" بود، از بسیاری جهات توسعه بیشتر پروژه های هواپیمای "80" و همچنین مطالعات تیپ B.M. انواع نیروگاه ها (موتورهای ASh) بود. -2TK، VD-ZTK، M-35، M-501، M-51، VK-2). هواپیمای تحت پروژه "487" در دو نسخه در نظر گرفته شد: یک هواپیما برای عملیات راهبردی دوربرد و یک هواپیما برای عملیات فوق برد. تفاوت اصلی نوع دوم افزایش دهانه بال ها بود که به دلیل معرفی پانل های بال جداشدنی جدید و افزایش وزن برخاست، عمدتاً به دلیل افزایش ظرفیت سوخت است.

در ابتدا، در تابستان 1948، هنگام در نظر گرفتن پروژه هواپیمای "487"، پارامترهای هندسی اولیه زیر به دست آمد:

طول هواپیما - 35.2 متر؛

طول بال برای نسخه دوربرد - 44.94 متر؛

طول بال ها برای نسخه فوق العاده طولانی - 53.0 متر؛

مساحت بال برای گزینه دوربرد 202.5 متر مربع است.

مساحت بال برای نسخه فوق طولانی 221.0 متر مربع است.

مشخصات پرواز هواپیما در هر دو نوع با انواع مختلف موتور محاسبه و تجزیه و تحلیل شد. همانطور که از مطالب بالا پیداست، هواپیما، حتی در نسخه فوق طولانی با موتورهای ASh-2TK (VD-ZTK) (تنها پیشرفت واقعی که مهندسان موتور می توانستند ارائه دهند)، با پارامترهای خاصی که داشتند. ، نتوانست خود را به ایالات متحده برساند و به خانه بازگردد.

در سپتامبر تا اکتبر 1948، گونه ای از پروژه "487" با افزایش دهانه و مساحت بال در نظر گرفته شد. در طول توسعه این گزینه، از شرایط به دست آوردن محدوده قابل قبولی از تغییرات مرکز، پیشنهاد شد که یک جارو کوچک از بال معرفی شود. داده هایی وجود دارد که این پروژه را تا حدودی مشخص می کند:

دور فوق العاده دور

طول هواپیما، متر 35.2

دهانه بال، متر 47.2 56.0 مساحت بال، m2 209.8 240 نسبت بال 10.6 13.1 وزن برخاست، کیلوگرم 90881 98181 وزن خالی

هواپیما، کیلوگرم 45591 47091

سوخت، کیلوگرم 36000 42000

اما حتی این گزینه نیز امکان به دست آوردن مقادیر تضمین شده مورد نیاز برای محدوده پرواز را فراهم نمی کند.

به تدریج ، در طول طراحی هواپیما ، آنها اساساً به یک هواپیمای کاملاً جدید روی آوردند ، زیرا نه ویژگی های آیرودینامیکی و نه حتی ویژگی های خاص نیروگاه ها ، حتی با در نظر گرفتن مدرن سازی ، امکان ایجاد یک ماشین استراتژیک بین قاره ای را فراهم نمی کرد.

اول از همه، آنها حاضر به اتحاد نشدند. اکنون فقط در مورد نسخه فوق طولانی بود. عناصر اصلی برنامه ایجاد هواپیما یک نیروگاه اقتصادی قدرتمند جدید و چیدمان جدیدبال که باعث افزایش قابل توجهی در Kmax هواپیما شد.

هنگام انتخاب نوع و طرح نیروگاهی که الزامات لازم را برآورده کند، دفتر طراحی تعداد زیادی مطالعات مختلف را همراه با TsAGI و CIAM انجام داد. تعداد زیادی از طرح های احتمالی موتورهای پیستونی طرح ترکیبی بررسی شده است. گزینه های اصلی زیر در نظر گرفته شد:

ترکیبی از یک موتور پیستونی با یک ایستگاه نظارت کوچک با یک توربین فشار ثابت قدرتمند با یک نازل جت قابل تنظیم.

ترکیبی از یک موتور پیستونی بدون ARC با یک توربین دو مرحله ای "فشار ثابت" که انرژی را از طریق یک کلاچ هیدرولیک به محور موتور منتقل می کند، بدون استفاده از واکنش.

ترکیبی از یک موتور پیستونی با یک ایستگاه نظارت کوچک با یک توربین قدرتمند با فشار ثابت که انرژی را از طریق یک کلاچ هیدرولیک به محور موتور منتقل می کند و یک پس سوز برای سوخت باقی مانده در آن وجود دارد. گازهای خروجیموتور و احتراق سوخت اضافی تزریق شده در هنگام برخاستن و در حالت های ابرقدرت، بدون استفاده از واکنش؛

ترکیبی از یک موتور پیستونی با یک ایستگاه نظارت قدرتمند با یک توربین پالس که از سرعت تغییر گازهای خروجی هنگام خروج از سیلندرها استفاده می کند و انرژی را به محور موتور منتقل می کند - بدون استفاده از واکنش.

ترکیبی از یک موتور پیستونی با یک ARC کوچک با یک توربین فشار ثابت قدرتمند با یک نازل جت قابل تنظیم و یک توربین پالسی که انرژی را به محور موتور منتقل می کند.

ترکیبی از یک موتور پیستونی با یک ARC کوچک با یک توربین فشار ثابت قدرتمند بدون نازل جت متغیر و یک توربین پالسی که انرژی را به محور موتور منتقل می کند.

در نهایت، از میان انواع طرح‌های پیشنهادی، طرحی برای کار بیشتر انتخاب شد که ترکیبی از یک موتور پیستونی، یک توربین فشار ثابت با نازل جت و توربین‌های پالسی بود که از انرژی جنبشی گازهای خروجی استفاده می‌کرد. این طرح امکان به دست آوردن مصرف سوخت ویژه Ce = 0.155-0.170 کیلوگرم در اسب بخار را فراهم می کند، در حالی که طرح های حجمی سیستم های پیشران در بهترین مورداز بدست آوردن مقادیر Ce=0.24-0.27 kg/l.s.h اطمینان حاصل کرد. مشکلات اصلی در ایجاد چنین موتورهایی با ایجاد و تنظیم دقیق سیستم توربین های ضربه ای همراه بود، زیرا اگزوز در زمان بخش کوچکی از کل چرخه بود، گازها با فشار ثابت وارد پروانه توربین نمی شدند، اما در یک متغیر، ضربان دار (از این رو توربین نامیده می شود). برای دوره ایجاد موتورهای ترکیبی، کار کنید سیستم های مشابهمورد مطالعه کمی قرار گرفت، نیاز به توسعه روش هایی برای محاسبه و بهینه سازی توربین های ضربه ای، طراحی آنها و رساندن آنها به شرایط کاری بود. تیم CIAM به طور فعال در این کار مشارکت داشت و همراه با دفاتر طراحی موتورسازی، مشکل در مدت نسبتاً کوتاهی حل شد.

اجرای خاصی از این طرح در رابطه با هواپیمای "85" برای دو نوع موتور انجام شد: برای موتور هوا خنک ASh-2K (همچنین به عنوان ASh-4K تعیین شده است) که توسط OKB-19 توسعه یافته است. طراح اصلی A.D. Shvetsov)، و برای موتور آب خنک M-253K (VD-4K)، که توسط OKB-36 (V.A. Dobrynin) توسعه یافته است. هر دو موتور با فرمان کلی شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی در تاریخ 16 سپتامبر برای توسعه درخواست شدند. 1949 برای N 3929-1608.

موتور ASh-2K بر اساس موتور ASh-2TK ایجاد شد و قرار بود قدرت تیک آف 4500 اسب بخار داشته باشد. این موتور یک ستاره چهار ردیفه 28 سیلندر هوا خنک بود که دارای تقویت ترکیبی از ایستگاه نظارت و یک توربوشارژر TK-2 و هفت توربین بود که انرژی اگزوز را مستقیماً به محور موتور منتقل می کرد. گازهای خروجی در یک نازل برای ایجاد نیروی رانش جت استفاده شد. برای تقویت در حالت برخاستن، از تزریق مخلوط آب و الکل استفاده شد. برای خنک کننده اضافی، موتور مجهز شده بود فن اضافی، که در ارتفاعات بالا منبع بسیار محکمی از انرژی را می خورد. قبلاً در سال 1949 ، اولین موتورهای آزمایشی ASh-2K مونتاژ شدند و شروع به انجام آزمایشات روی میز کارخانه کردند. در پایان مارس 1950، سه فروند ASh-2K اول بیش از 100 ساعت موتور در جایگاه جمع آوری کردند. موتورها با TK-2 آزمایش شدند و از نظر قابلیت اطمینان، قدرت و کارایی نتایج رضایت بخشی را نشان دادند. مشکلات با TK-2 بود که نیاز به اصلاح و آزمایش جدی داشت. کار بر روی موتورهای جدید تا حد زیادی به دلیل فقدان تجهیزات آزمایشی لازم در OKB-19 (همین امر در مورد OKB-36 صادق بود)، به ویژه برای تجهیزات آزمایش واحدهای جدید: TC و توربین های ضربه ای با مشکل مواجه شد. در سال 1950، موتور بر روی یکی از آزمایشگاه های پرواز Tu4LL نصب شد که قبلاً ASh-2TK روی آن آزمایش شده بود. یک موتور آزمایشی به جای یک ASh-73TK معمولی نصب شد. در نیمه دوم سال 1950، Tu-4LL با ASh-2K شروع به پرواز کرد و برنامه آزمایش و تنظیم دقیق موتور جدید را انجام داد. این آزمایشات به طول انجامید و به سال 1951 منتقل شد، موتور در طول آزمایش ها بیش از حد گرم شد، اغلب شکست خورد و به موقع برای آزمایش های پرواز دولتی به عنوان بخشی از هواپیمای "85" آماده نشد. یک دوره طولانیاصلاحات و بهبودهای او به همین دلیل، ASh-2K هرگز سوار هواپیمای "85" نشد. اولین ماشین "85/1" با VD-4K شروع به پرواز کرد و آزمایش را با آن به پایان رساند، "85/2" دوم قرار بود با ASh-2K آزمایش شود، اما تا تابستان 1951 موتور هرگز آزمایش نشد. به استاندارد و "فهم" نیز VD-4K پرواز کرد. در نوامبر 1951، کار بر روی هواپیما شروع به محدود شدن کرد، در این زمان ASh-2K می توانست روی هواپیمای "85" قرار گیرد، اما این موضوع در شرایط جدید ارتباط خود را از دست داد. لازم به ذکر است که دفتر طراحی A.N. Tupolev هنگام طراحی "85" به طور طبیعی به ASh-2K متکی بود، زیرا داده های اعلام شده آن بالاتر از VD-4K بود. موتور نوع دوم به عنوان یک شبکه ایمنی پشتیبان در نظر گرفته شد، بنابراین در هنگام توسعه پروژه، مستندات فنی و ساخت هواپیما، امکان استفاده از هر دو نوع موتور در طراحی آنها لحاظ شد. یک اشکال خاص ASh-2K به عنوان یک موتور قدرتمند در ارتفاع بالا، سیستم خنک کننده هوا آن بود، اگرچه سبک تر و مقاوم تر از مایع بود، اما در ارتفاعات بالا قرار داشت. قدرت بالاخورد درصد زیادیتوان تولید شده به گفته CIAM، با افزایش ارتفاع موتورهای این کلاس، از ارتفاعات 11000-12000 متری شروع می شود. افزایش شدیدانرژی صرف شده برای خنک کردن و در ارتفاع 15000 متری برابر با نصف قدرت موتور بود. برای مقایسه، یک موتور مشابه با مایع خنک شدهدر ارتفاع تخمینی 18000 متر، بیش از 5٪ از قدرت موتور را برای اهداف خنک کننده مصرف نمی کرد. موتور ASh-2K تا سال 1952 در یک سری کوچک بود، فقط در یک آزمایشگاه پرواز پرواز کرد، اما در تاریخ ثبت شد. ساختمان موتور هواپیمابه عنوان قوی ترین موتور پیستونی اجرا شده در جهان، ساخته شده در یک واحد. موتور ASh-2K داده های زیر را داشت:

حجم کار، l - 82.4;

وزن موتور خشک، کیلوگرم - 2550; حالت برخاستن

قدرت، اسب بخار - 4500;

تعداد دور، دور در دقیقه - 2800;

سوپر شارژ، میلی متر جیوه - 1430; حالت رتبه بندی شده

قدرت، اسب بخار - 3700;

تعداد دور، دور در دقیقه - 2400;

سوپر شارژ، میلی متر جیوه - 1150;

ارتفاع تخمینی، متر - 10600;

مصرف سوخت خاص در حالت کروز، کیلوگرم / اسب بخار ساعت - 0.19؛

تاریخچه موتور ترکیبی VD-4K چندان رایج نیست و ریشه در دوره قبل از جنگ دارد. واقعیت این است که آنها شروع به ایجاد آن کردند نه در یک دفتر تخصصی طراحی موتور هواپیما، بلکه در یکی از بخش های موسسه هواپیمایی مسکو. در پایان سال 1938، کمیسر خلق وقت صنعت هوانوردی، M.M. Kaganovich، اندکی قبل از دستگیری، پیشنهاد کرد که G.S. معمولا پارامترها توسعه جدیددر زمینه موتورسازی بر اساس تجزیه و تحلیل طولانی مدت از روندها و نیازهای آینده صنعت هواپیماسازی خودمان و همچنین وضعیت شاخه های فناوری مشابه در خارج از کشور انتخاب می شوند. MM کاگانوویچ، به طور کلی، فرد بدی نیست، اما به دلیل ارادت خود به ایده ها و رهبران، یک روح نامگذاری شده است (امروز مدیر حمام، فردا رئیس صنعت هوانوردی)، که در همه چیز چندان آگاه نیست. پیچیدگی های "انتخاب اولیه پارامترهای اصلی برای طراحی"، به سادگی در دو داده های موتور M-105 ضرب می شود. از این رو معلوم شد که موتور جدید باید 2100-2300 اسب بخار در ارتفاع 8000 متری تولید کند.

G.S. Skubachevsky با گروهی از دانشجویان و دانشجویان فارغ التحصیل سه گزینه چیدمان را کار کردند 24 موتور سیلندر: X شکل، H شکل و نوعی ستاره چهار ردیفه با شش استوانه در هر ردیف. آخرین گزینه موفق ترین بود: قطر آن مانند M-11 فقط 1065 میلی متر بود. فرض بر این بود که برای افزایش ارتفاع از یک سوپرشارژر گریز از مرکز سه سرعته استفاده می شود و راندمان نیروگاه توسط پیچ های ضد چرخش بالا می رود.

در ژوئیه 1939، یک فرمان دولتی در مورد طراحی موتور به نام M-250 ظاهر شد. یک KB-2 ویژه در MAI در حال ایجاد است، از دانشجویان، فارغ التحصیلان و کارمندان CIAM تشکیل شده است، معلمان سایر بخش های MAI نیز در آن مشارکت داشتند. کار طراحی آغاز شد و قبلاً در 1 آوریل 1940 ، پروژه M-250 توسط کمیسیون تحقیقات نیروی هوایی تصویب شد ، تصمیم به ساخت یک موتور آزمایشی در کارخانه شماره 16 در Voronezh گرفته شد. اولین پرتاب M-250 در جایگاه در روز سرنوشت ساز 22 ژوئن 1941 انجام شد. در طول آزمایشات، موتور قدرت اعلام شده 2500 اسب بخار را نشان داد. سپس به صورت پراکنده روی موتور در شرایط جنگ و تخلیه کار کنید. آنها واقعاً در سال 1946 به موضوع بازگشتند ، هنگامی که وظیفه ای برای موتوری با ظرفیت 3500 اسب بخار برای ماشین های سنگین جدید توپولف دریافت شد. OKB-36 در ریبینسک به رهبری V.A. Dobrynin، بر اساس زمینه های نظری و عملی برای M-250، در مدت کوتاهی موتور M-251TK (VD-ZTK) را ایجاد می کند.

در ژانویه 1949، OKB-36، بر اساس M-251TK، پیشنهاد کرد که یک موتور ترکیبی جدید M-253K بر اساس حداکثر قدرت 4300 اسب بخار و با مصرف سوخت ویژه در حالت های کروز در محدوده 0.185 - 0.195 کیلوگرم بر اسب بخار. این کار در چارچوب طراحی هواپیمای "85" انجام شد، موضوعی که در آن زمان برای MAP به عنوان مهمترین موضوع تعیین شد.

پروژه M-253K بر اساس اصول زیر بود: حداقل تغییراتدر طراحی M-251TK، که با دقت و قابلیت اطمینان بالای قطعات و مجموعه های M-251TK، تایید شده در طول آزمایشات، و همچنین زمان کوتاه اختصاص داده شده برای توسعه، توجیه شد.

حداکثر استفاده از انرژی گاز خروجی به منظور به حداقل رساندن بوست موتور پیستون اصلی از نظر تقویت و به دست آوردن مصرف سوخت مشخص شده (تقویت، در مقایسه با M-251TK، در حالت برخاستن تنها 7٪ انجام شد. . M-253K قرار بود یک نصب ترکیبی متشکل از دو واحد نیرو باشد: - یک موتور با سه توربین ضربه ای و یک توربوشارژر با یک نازل جت قابل تنظیم که انرژی را از گازهای خروجی موتور دریافت می کرد. استفاده از توربین های ضربه ای امکان بهبود راندمان را به میزان 10-11% فراهم کرد، استفاده از یک توربوشارژر قدرتمند با ارتفاع 11000 متر، با راندمان بالا در همه حالت ها، با استفاده از واکنش گازهای خروجی در یک نازل جت قابل تنظیم، باعث شد. افزایش بهره وری عملیاتی 20-25٪ امکان پذیر است.

در سپتامبر 1949، پیش نویس کاری تکمیل شد و نقشه های واحدهای جدید توسعه یافت: توربین های ضربه ای و توربوشارژر TK-36. در طول طراحی، کار فشرده سازی در ایستگاه مانیتورینگ کاهش یافت و از تزریق مخلوط آب به الکل برای حالت های اجباری استفاده شد. در نتیجه کار انجام شده، OKB-36 موفق به به دست آوردن یک واحد کارآمد و کاملا قابل اعتماد شد که اساس آن یک موتور پیستونی استفاده شده بود. طرح منطقی آن، به شکل یک ستاره چهار ردیفه شش بلوکی با خنک کننده مایع، ایجاد یک طراحی فشرده و سفت را امکان پذیر کرد که وزن مخصوص کم و داده های عملکرد بالا را ارائه می کرد. در همان سپتامبر 1949، فرمان شماره 3929-1608 برای هواپیمای "85" الزامات اساسی زیر را برای موتور M-253K مطرح کرد:

قدرت برخاست - 4300 اسب بخار؛

قدرت نامی در ارتفاع 8000-9000 متر - 3200 اسب بخار.

مصرف سوخت خاص در حالت توان نامی 0.5-0.6 - 0.185-0.195 کیلوگرم / اسب بخار در ساعت.

وزن خشک (بدون واحد سوپرشارژ) - 1900 کیلوگرم.

در دسامبر 1950، لازم بود که موتور را به تست‌های نیمکت 100 ساعته دولتی تحویل دهد. برای تست های روی نیمکت و پرواز، لازم بود در مدت کوتاهی 20 نسخه از M-253K ساخته شود.

در ژانویه 1950، اولین موتور آماده شد، سپس 23 موتور دیگر ساخته شد. در ژوئن-دسامبر، آزمایش های کارخانه ای 100 ساعته روی چندین موتور انجام می شود. در دسامبر 1950، M-253K، همراه با TK-36، برای آزمایشات روی میز دولتی ارائه شد، که با نتایج مثبت در اوایل فوریه 1951 تکمیل شد، و انطباق کامل تمام پارامترها با پارامترهای داده شده و همچنین تایید شد. قابلیت اطمینان طراحی در پایان GI M-253K نام VD-4K را دریافت می کند.

صبح. چرموخین

در نیمه دوم سال 1950، VD-4K در آزمایشگاه پرواز Tu-4LL نصب شد، که قبلا دو موتور VD-ZTK را آزمایش کرده بود. در پایان سال 1950، اولین مرحله آزمایش پرواز VD-4K بر روی Tu-4LL به پایان رسید. یک VD4K با تجربه آزمایش شد، سه نفر دیگر ASh-73TK تمام وقت بودند. این کارها توسط LII انجام شد و نتایج مثبت آنها دلیل خوبی برای نصب این موتورها بر روی اولین هواپیمای "85" شد. رقبای OKB-19 با قدرتمندتر، اما "خام" تر ASh-2K خود، زمان برای اولین پرواز نداشتند. آزمایشات و اصلاحات بیشتر VD-4K در طول برنامه آزمایشی مشترک بر روی هواپیمای "85" و همچنین پروازهای آزمایشی موازی Tu-4LL با VD-4K انجام شد. آزمایشگاه تمام اقدامات برای اصلاح موتور را آزمایش کرد. این به تسریع روند آزمایش مشترک کمک کرد. به ویژه، یک فن اضافی در سیستم خنک کننده موتور در Tu-4LL کار شد. VD-4K سرانجام در پایان می 1951 به هواپیمای "85" اختصاص یافت، زمانی که تصمیم بر این شد که "85" در اولین پرواز با VD-4K بالا برود، زیرا ASh-2K هنوز از بیماری رنج می برد. بیماری های دوران کودکی». با تکمیل رسمی برنامه ساخت Tu-85، کار بر روی VD-4K به تدریج محدود شد. ساخت و آزمایش پرواز VD-4K به اوج توسعه یک موتور هواپیمای پیستونی و یک موتور گاز تبدیل شد. این امر مستلزم حل طیف گسترده ای از مشکلات در زمینه استحکام و دینامیک ماشین آلات، مهندسی حرارت، دینامیک گاز، علم مواد و فناوری تولید بود.

برای ایجاد VD-4K، گروهی از کارگران OKB-36 و TsIAM در سال 1951 جایزه استالین را دریافت کردند. از جمله آنها عبارتند از: طراح ارشد OKB-36 V.A. Dobrynin، طراحان برجسته P.A. Kolesov (در آن زمان طراح ارشد OKB-36)، A.L. Dynkin، رئیس بخش محاسبات و تحقیقات E.M. Bermant، محقق ارشد در CIAM AN. Barsuk و دیگران.

موتور VD-4K داده های اساسی زیر را داشت:

حجم کار، l - 59.43

وزن موتور خشک بدون TC، کیلوگرم - 2065;

ابعاد قطر موتور، متر - 1.27؛

برای توربین های ضربه ای، m - 1.598؛ طول، متر - 3.020; حالت برخاستن

قدرت، با در نظر گرفتن نیروی رانش جت، اسب بخار - 4300؛

قدرت بدون احتساب نیروی رانش جت، اسب بخار - 4250؛

تعداد دور، دور در دقیقه - 2900;

سوپر شارژ، میلی متر جیوه - 1625; حالت رتبه بندی شده

قدرت، اسب بخار - 3250;

تعداد دور، دور در دقیقه - 2700;

سوپر شارژ، میلی متر جیوه - 1240;

ارتفاع تخمینی، متر - 10000؛

مصرف سوخت خاص

کروز

حالت، کیلوگرم / اسب بخار ساعت - 0.185؛

قدرت عظیمی که موتور ترکیبی با آن توسعه می‌داد ضروری بود حداکثر اثرتبدیل به رانش پروانه بنابراین، OKB-120 دو نوع پروانه برگشت پذیر پره ای را برای نیروگاه جدید طراحی کرد: یک AV-44 چهار پره برای موتور M-253K و یک AV-55 پنج پره برای موتور ASh-2K. هماهنگی کار کلیه عناصر نیروگاه و واحدهای موتور مستلزم ایجاد یک ویژه بود سیستم الکترونیکیکنترل موتور برای هواپیمای "85" گزینه ای برای افزایش برد پرواز با نصب سیستم سوخت گیری بال در پرواز از یک هواپیمای تانکر از همین نوع ارائه شد.

دومین خط کاری مهم برای اطمینان از دریافت اطلاعات مورد نیاز هواپیمای "85" در کنار بهبود نیروگاه، بهبود آیرودینامیک آن و اقدامات برای افزایش بازگشت وزن بود. فعالیت های اصلی با هدف بهبود آیرودینامیک و طراحی بال بود. کار بر روی طرح بال جدید به طور مشترک با TsAGI انجام شد. بین 1948 و 1951 در تونل های باد TsAGI T-101 و T-102 تعداد زیادی پاکسازی مدل های مختلف هواپیمای "85" را انجام دادند. قبلاً در آغاز سال 1949 ، TsAGI بر اساس دمیدن دو مدل M-85 و M-64/85 (هواپیمای مدل "85" با بال از Tu-64 و ناسل های موتور زیر ASh-2K) بود. قادر به ارائه مشخصات اصلی به دفتر طراحی A.N. Tupolev برای محاسبه آیرودینامیکی ارزیابی اولیه پایداری و کنترل پذیری یک هواپیمای تمام عیار است. متعاقباً، TsAGI مطالعات آیرودینامیکی روی مدل‌های Tu-85 برای ارزیابی کار انجام داد گزینه های مختلفمکانیزاسیون بال (فلپ) و رفتار هواپیما در حالت های مختلف. در نتیجه تحقیقات، هواپیمای "85" یکی از بهترین بال ها را از نظر ویژگی های آیرودینامیکی خود نسبت به هواپیماهایی با بال مستقیم دریافت کرد.

بال شامل یک بخش مرکزی بود که 20٪ از دهانه بال و کنسول های ذوزنقه ای را اشغال می کرد. بال از نظر هندسی صاف است. بخش مرکزی "V" عرضی نداشت و برای کنسول ها زاویه ای برابر با 3 درجه ایجاد کرد. نسبت ابعاد بال 11.745 و باریک شدن 2.93 بود. بال از پروفیل های سری TsAGI S-5-18 در ریشه و سری TsAGI S-3-14 در انتهای مونتاژ شد. این کنسول ها دارای جاروب لبه 7.15 درجه بودند. بر روی بال، به موازات محور بدنه، چهار متر از پایین دره با فشرده‌ترین مقاطع میانی تعبیه شد. بال دارای هواکش هایی بود که 36 درصد از طول بال را اشغال می کرد. این هواپیما از فلپ‌های جمع‌شونده TsAGI برای برخاست و فرود مؤثر استفاده می‌کرد. فلپ ها از دو قسمت تشکیل شده بودند: - یک قسمت در قسمت مرکزی و قسمت دوم در کنسول های بال. برای هواپیمای "85" طرح جدیدی از فلپ های شکاف دار با ریل مستقیم ایجاد شد. ویژگی فرودگاه و مکانیکی این فلپ ها به دست آوردن مقادیر زیادی از افزایش سو در زوایای حمله کم بود که باعث می شد تا ویژگی های برخاست هواپیما به طور قابل توجهی بهبود یابد. افزایش لیفت ناشی از رها شدن فلپ ها در حالت برخاستن در "85th" مانند Tu-4 با فلپ ها در حالت فرود بود. در نتیجه اقدامات برای بهبود آیرودینامیک بال، می توان Kmax = 28.6 را برای آن به دست آورد (در Tu-4 KmaxCh^bD)، که برای بهبود کمال آیرودینامیکی کلی هواپیما تعیین کننده شد.

برای بدنه، راه حل های آیرودینامیکی آزمایش شده بر روی Tu-80 انتخاب شدند: بدنه ای از چرخش با یک درج استوانه ای در قسمت میانی و با یک بخش دم خم شده به سمت بالا با زاویه 1.5 درجه. افزایش طول بدنه در نسخه نهایی 13.5- گرفته شد.

پرهای افقی در طرح آیرودینامیکی خود تصمیمات اتخاذ شده برای Tu-80 را تکرار کرد. ذوزنقه ای، بدون عرضی "V"، با کشیدگی 5.12 ساخته شد، از پروفیل هایی با ضخامت نسبی 11٪ استفاده شد.

در ابتدا، دم عمودی شبیه به دم عمودی Tu-80 بود، اما بعداً آنها به دم عمودی با خطوط صاف تر تغییر کردند. کشیدگی دم عمودی 1.309 بود و از پروفیل هایی با ضخامت نسبی 11-12 درصد انتخاب شد.

به لطف پیشرفت در آیرودینامیک قطعات هواپیما، امکان دستیابی به K max3 * 19.5 برای کل هواپیما وجود داشت. Sleep Tu-4 KMax "» 17). ارزش های بالا K max تا M=0.6 حفظ شد.

در طول طراحی سازه بال، هنگام توجیه استحکام آن، برای اولین بار دو مشکل مورد بررسی قرار گرفت: توزیع بار بر روی دهانه بال منعطف در حین پرواز در شرایط مانور، "برآمدگی" و تعیین بارهای واقعی در هنگام ناهمواری. فرودها این کار به ابتکار مهندس برجسته دفتر طراحی A.M. Cheremukhin انجام شد. مطالعات نشان داده است که وقتی تغییر شکل‌های بال به دلیل توزیع مجدد بارها در نظر گرفته می‌شود، گشتاورهای خمشی محاسبه‌شده کاهش می‌یابد که کاهش جرم ساختار آن را ممکن می‌سازد. بمب افکن "85" به یکی از اولین هواپیماهای داخلی تبدیل شد که محاسبات طراحی آن تأثیر تغییر شکل بال را بر توزیع مجدد بار طراحی در نظر گرفت. برای کاهش لحظه خمش در پرواز، برای اولین بار در عمل دفتر طراحی، پیشنهاد شد که ترتیب توسعه مخازن بال سوخت تغییر کند، به طوری که سوخت آخرین * از مخازن کنسول انتهایی تولید شود، در نتیجه. فراهم کردن تخلیه لازم بال در پرواز.

لازم به ذکر است که هواپیماهای "80" و "85" بر اساس استانداردهای قدرت بهینه طراحی شده اند که کار بر روی کپی کردن طرح B-29 باعث شده است. در دفتر طراحی، این استانداردها "هنجارهای چرموکین" نامیده شدند، هواپیماها طراحی شدند، بارها انتخاب شدند، سازه های سبک تر به دست آمد، اما به طور رسمی این هنجارها وجود نداشت. TsARI برای مدت طولانی مجوز استفاده گسترده از این استانداردهای قدرت را نداد و در نتیجه با تاخیرهای طولانی مجوز اولین رده ماشین های سنگین توپولوف را صادر کرد. در واقع، استانداردهای جدید تنها در زمان ایجاد Tu-16 به تصویب رسید.

چیدمان بدنه و قرارگیری خدمه، سلاح و تجهیزات در هواپیمای "85" اساساً مانند هواپیمای "80" باقی مانده است، با این استثنا که جایگاه بمب های جلو و عقب برای تامین تعلیق در هر کدام طولانی تر شده است. از آنها بمب انفجاری قوی FAB-9000.

تعداد خدمه را می توان با معرفی یک تکنسین داخل کابین به کابین جلو به 12 نفر افزایش داد. قرار شد یک محل کار اضافی برای او معرفی شود.

سیستم و طرح سلاح های سبک دفاعی و سلاح های توپی مشابه هواپیمای "80" بود. در مرحله اول، قرار بود فقط از ایستگاه های دید نوری از نوع PS-48 در سیستم استفاده شود، در آینده قرار بود ایستگاه دید رادار آرگون (PRS-l) برای نصب عقب معرفی شود. در پنج نصب، تفنگ های هواپیمای جدید از نوع HP-23 به صورت جفت نصب شد.

شاسی یک طرح سه بلبرینگ با چرخ دماغه را حفظ کرد ، همه قفسه ها به چرخ های دوقلو مجهز شدند. چرخ های جلو ترمز نداشتند، تمام چرخ های پایه های اصلی مجهز به ترمز بودند. یک پاشنه ایمنی در قسمت دم بدنه از پایین نصب شد. ارابه فرود توسط مکانیزم های الکتریکی قدرتمند کنترل می شد، یک درایو مکانیکی اضطراری با استفاده از یک درایو دستی ارائه شد.

سیستم کنترل هواپیما بدون استفاده از تقویت کننده های هیدرولیک سفت و سخت باقی ماند. واحدهای خدماتی سیستم کنترل (فلپ ها و تریمرها) توسط سروومکانیسم های الکتریکی هدایت می شدند. یک خلبان خودکار مدرن بهبود یافته AP-5M به سیستم کنترل معرفی شد.

در مقایسه با Tu-4، قدرت موجود سیستم الکتریکی اندکی افزایش یافت. به جای شش ژنراتور جریان مستقیم GS-9000 (GSR-9000) هشت ژنراتور جدید GSR-12000 روی هواپیمای "85" نصب شد، ژنراتور اضطراری GS-5000 در هواپیمای نوع U M-10 و همچنین باتری 12-A-ZO نگهداری شد. .

برای جلوگیری از یخ زدگی در پرواز، بال و دم بر خلاف هواپیمای "80" مجهز به سیستم الکتریکیگرمایش گرمایش الکتریکی برای گرم کردن قسمت های جلویی کاپوت موتور، پنجره های کابین خدمه استفاده شد. تیغه های پروانه دارای سیستم ضد یخ مایع بودند.

سیستم های مهندسی رادیو، ناوبری رادیویی و تجهیزات ارتباط رادیویی مدرن شدند و مدرن ترین رگات ها در آن معرفی شدند: ایستگاه های رادیویی IPC B-70، RSB-D و RSIU-3، دستگاه مخابره داخل ساختمان SPU-14. ارتفاع سنج های رادیویی RV-2 و RV-10؛ قطب نمای رادیویی اتوماتیک ARK-5؛ قطعات هواپیما از سیستم های ناوبری رادیویی مریدین و ماتریک و غیره. رادار پانورامیک نوع "کبالت" با رادار "Rubidium-M" ("Rubidium M-85") جایگزین شد. سیستم تامین اکسیژن در ابتدا مبتنی بر استفاده از مخازن اکسیژن گازی بود، با این حال، در طول طراحی، با اصرار A.N. Tupolev، سیستمی با ذخیره سازی اکسیژن مایع توسعه یافت که امکان صرفه جویی قابل توجهی در وزن و ابعاد را فراهم کرد. این سیستم بر روی نسخه دوم هواپیما نصب و آزمایش شد.

هواپیما مدل p85p با ملخ های ASh-2K و AB-55

پرواز A. D

E K. Stoman

ترکیب تجهیزات عکاسی روی برد به روز شد: برای کنترل نتایج بمباران و شناسایی عکاسی مرتبط، دوربین های AFA-BA / 40 و یکی از سه AFA-33/50 یا AFA-33/75 یا AFA-33 /100 دوربین برای عکاسی هوایی برنامه ریزی شده روی هواپیما نصب شد که به جای آن در پروازهای شبانه می توان NAFA-ZS / 50 را نصب کرد.

به طور رسمی، کار بر روی پروژه هواپیمای بمب افکن فوق دوربرد "85" در ژانویه 1949 مشخص شد. سپس اولین فرمان شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی در مورد هواپیما و موتورهای آن صادر شد، اگرچه کار در دفتر طراحی A.N. Tupolev و در سازمان ها و شرکت های مرتبط با آن، همانطور که از مطالب فوق مشاهده می شود، از سال 1948 شروع به کار کرده است. در 16 سپتامبر 1949، فرمان شماره 3929-1608 شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی صادر شده در ساخت یک بمب افکن چهار موتوره دوربرد با موتورهای ASh-2K یا M-253K. این فرمان با دستور MAP شماره 740 مورخ 19/09/49 تأیید شد.این اسناد مهلت تحویل اولین نسخه هواپیما را برای آزمایش‌های پروازی کارخانه کمیسیون دولتی در دسامبر 1950 قید می‌کرد، پایان آزمایش‌ها در اوت 1951 مقرر شد. هواپیمای "85" به عنوان یکی از مهمترین هواپیماهای برنامه MAP شناخته شد، بنابراین، برای کنترل طراحی، آزمایش و اصلاح آن، برنامه ریزی شد تا کمیسیون های دولتی ویژه ای از نمایندگان نیروی هوایی و صنعت ایجاد شود. . طراحی کار هواپیمای "85" در دفتر طراحی در مرداد 1348 آغاز شد، طراحی اولیه در دسامبر همان سال به پایان رسید، در تاریخ 28/12/49 پروژه به فرماندهی کل نیروی هوایی ارسال شد. زور. به موازات تهیه طرح پیش نویس، مدل چوبی هواپیما در سایز کامل در دفتر طراحی دفتر طراحی در حال ساخت بود که به همراه طرح پیش نویس به فرماندهی نیروی هوایی ارائه شد.

بازرسی اولیه از طرح توسط نمایندگان نیروی هوایی در 20 دسامبر 1949 انجام شد، 37 نفر در بازرسی شرکت کردند و تعدادی نظرات ارائه شد. کمیسیون چیدمان هواپیما از 24 تا 28 مارس 1950 تشکیل جلسه داد، اما پروتکل کمیسیون چیدمان هواپیما تنها در 15 اکتبر توسط فرماندهی نیروی هوایی تصویب شد، تنها پس از حذف اکثر نظرات، که برخی از آنها به عنوان مثال، در مورد گزینه های سلاح های مین و رادار مشاهده آرگون، تصمیم گرفته شد که بعداً به محض آماده شدن سیستم ها بسته شود. در 14 مه 1950، با فرمان N 1890-700 شورای وزیران، برد عملی هواپیمای "85" در محدوده 11000-13000 کیلومتر تصویب شد. در ژوئن 1950، فرمان و دستور دیگری از MAP (شماره 2474-974 و شماره 444) صادر شد که الزامات هواپیما را مشخص می کرد. همانطور که می بینید کار بر روی دستگاه «85» دائماً در مرکز توجه رهبری کشور قرار داشت. این احکام نه تنها وظایفی را برای دفتر طراحی و پیمانکاران فرعی آن تعیین می کند، بلکه اقدامات و ابزارهایی را نیز مشخص می کند که رهبری کشور به وسیله آنها از طراحی، ساخت و آزمایش "هواپیما" اطمینان حاصل می کند. برای کار بر روی هواپیما "85" پایگاه آزمایش پرواز شرکت در فرودگاه LII گسترش و بازسازی شد، که از آن زمان به همان توپولف ZHLI و DB تبدیل شد، یک بزرگراه به طول 6 کیلومتر از بزرگراه Ryazanskoye به ZHLI و DB نیز ساخته شد. طراحی شده برای حمل هواپیمای "85" از مسکو به پایگاه. شرکت توپولف منابع اضافی، در آن زمان کمیاب، سوخت و انرژی اختصاص داده شد. کار در زمینه حوزه اجتماعی انجام شد: حمایت پزشکی بهبود یافت، کوپن های اضافی ارائه شد. به آسایشگاه ها و آسایشگاه ها اختصاص داده شد، مسکن به کارکنان نیازمند اختصاص یافت، سوالات مثبت مربوط به وضعیت کار هواپیمای "85" به طور مداوم در جلسات مربوطه دولت و در دانشکده MAP مورد بحث و بررسی قرار گرفت. تمام مشکلات حل نشده تحت شدیدترین کنترل نهادهای کنترل کننده و مجازات قرار گرفت. تمام کار روی هواپیما "شفاف" بود، در هر لحظه امکان یافتن و اقدام علیه هر رئیس یک شرکت مجاور مرتبط با برنامه که ضرب الاجل را از دست داده بود وجود داشت. لازم به ذکر است که در شرایط داخلی، یک سیستم اداری-فرماندهی سفت و سخت، روشن و هدفمند عمل می کرد و همه چیز و هر چیزی را که سر راه خود بود، بدون توجه به ضرر و زیان و هزینه، به هدف می رساند. پیشرفت کار بر روی بمب اتمی، هواپیمای Tu-4 و بسیاری دیگر از پروژه های غول پیکر تکمیل شده و محقق نشده دهه 1930 و 1950 تأیید می شود.

نقشه های کاری برای تولید اولین هواپیما که در کارگاه های کارخانه آزمایشی شماره 156 به عنوان "سفارش 851" انجام شد، در سه ماهه سوم سال 1949 آماده شد. تولید از اواخر ژوئیه 1949 شروع شد. علاوه بر اولین هواپیمای آزمایشی "85/1"، تولید قسمت های دماغه و دم بدنه، بال و دم واحد راه اندازی شد، این واحدها برای آزمایش های استاتیک در نظر گرفته شدند.

تا سپتامبر 1950، هواپیمای "85/1" اساساً تولید خود را به پایان رساند و در 15 سپتامبر به ZHLI "و DB منتقل شد. خدمه ای به رهبری فرمانده کشتی، خلبان آزمایشی A.D. Perelet، برای انجام آزمایش های پروازی کارخانه گماشته شدند. خدمه شامل مهندس پرواز A.F. Chernov، ناوبر S.S. Kirichenko و غیره بودند. N.A. Genov به عنوان مهندس ارشد برای آزمایش ماشین منصوب شد، سپس N.V. Lashkevich. E.K. Stoman، سابقاً یکی از شرکت کنندگان اصلی در آماده سازی پروازهای Chkalov و Gromov در ANT-25، و سپس در طول سال های جنگ، رئیس گروه آزمایشی پرواز، خلبانان آزمایشی V.P.، Marunov، N.Srybko، V.I. Zhdanov و دیگران اولین نمونه از هواپیمای "85" را در طول آزمایشات پرواز کردند.

تصور کلی از هواپیمای "85" و آنچه سازندگان و مشتریان از آن انتظار داشتند را می توان از یک آلبوم اطلاعاتی مختصر تهیه کرد که در تابستان 1951 در دفتر طراحی A.N. توپولف تهیه شد و برای نمایش به رهبری MAP و در نظر گرفته شده بود. نیروی هوایی در زیر گزیده های اصلی این سند آورده شده است.

"هواپیمای بمب افکن دوربرد 4 موتوره" 85 برای انجام حملات قدرتمند علیه اهداف استراتژیک واقع در اعماق خطوط دشمن طراحی شده است.

سازندهای هواپیمای "85" می توانند اهداف واقع در فاصله 5000 کیلومتری از فرودگاه های خروج را بمباران کنند.

این هواپیما یک تک هواپیما تمام فلزی با بال مستقیم و دم تک باله است و دارای ویژگی های اصلی زیر است.

طول بالها - 55.939 متر؛

مساحت بال - 273.6 متر مربع؛

طول هواپیما -39.31 متر;

ارتفاع هواپیما - 10.58 متر

مسیر شاسی بلند - 9.1 متر

این هواپیما مجهز به 4 موتور M-253K با قدرت برخاست 4300 اسب بخار است که می تواند با موتورهای ASh2K با قدرت تیک آف 4500 اسب بخار جایگزین شود.

برای اطمینان از عملکرد عادی در ارتفاعات بالا، هواپیما به سه کابین تحت فشار مجهز شده است.

خدمه این هواپیما 11 نفر است. در کابین جلویی قرار می گیرند: ناوبر-گلزن، ناوبر، دو خلبان، مهندس پرواز، اپراتور رادار و اپراتور رادیویی. در کابین هرمتیک وسط قرار دارد: توپچی بالایی و دو توپچی جانبی، در کابین هرمتیک عقبی یک توپچی عقب وجود دارد.

بار بمب - معمولی 5000 کیلوگرم و حداکثر 15000 - 18000 کیلوگرم - در دو جایگاه بمب واقع در جلو و پشت بال قرار می گیرد.

برای محافظت در برابر جنگنده های دشمن، این هواپیما به 4 برج تفنگ کنترل از راه دور با آتش دایره ای و یک نصب تفنگ عقب کنترل از راه دور مجهز شده است. تمام تاسیسات تفنگ دارای 2 اسلحه با کالیبر 23 میلی متر است. بدین ترتیب در مجموع 10 اسلحه کالیبر 23 میلی متری روی هواپیما نصب شد. کل مهمات 45 (10 گلوله است.

این هواپیما مجهز به کلیه تجهیزات مدرن پروازی، رادیویی ناوبری و راداری است که خلبانی هواپیما را در هر شرایط جوی در شب و روز و بمباران دور از دید هدف تضمین می کند.

هواپیمای "85" با موتورهای M-253K و با موتورهای ASh-2K دارای داده های اصلی پرواز محاسبه شده زیر است:

برای تایید OKB اعلام شده و اطلاعات تاکتیکی پرواز نیروی هوایی مورد انتظار هواپیمای جدید، آزمایشات پروازی را آغاز کرده بود.

یک هواپیمای آزمایشی برای اولین بار در نوامبر 1950 وارد باند فرودگاه شد. در 14 نوامبر، اولین تاکسی و نزدیک شدن انجام شد. در 18 دسامبر، هواپیما به طور کامل برای اولین پرواز آماده شد، اما همه چیز روز بعد با تاکسی دوم به پایان رسید و نزدیک شدن، بازرسی و اجازه از کمیسیون هواپیمای دولتی مورد نیاز بود (به شماره PSM 4746-2062 مراجعه کنید). کمیسیون ایالتی هواپیما را در تاریخ 01/03/51 بررسی کرد و مجوز اولین پرواز را صادر کرد. در 9 ژانویه 1951، خدمه A.D. Perelet ماشین را برای اولین پرواز که 31 دقیقه طول کشید و با ارابه فرود دراز شده گذشت، بالا بردند. در پرواز دوم در 12 ژانویه، هواپیما در ارتفاع 3000 متری به مدت 1 ساعت و 51 دقیقه پرواز کرد، کل پرواز به بررسی عملکرد گروه پروانه اختصاص یافت.

و روز بعد اولین خرابی بزرگ با تعویض موتور سوم. سپس پروازها ادامه یافت. در ماه فوریه، هواپیما به مدت ده روز بدون TK-36 ایستاد که از هواپیما خارج شد و در OKB-36 نهایی شد. در اواخر اسفند موتور 2 تعویض شد. از اواخر آوریل تا اواسط ماه مه، OKB-36 همه موتورها و TC های هواپیما را با موتورهای جدید و اصلاح شده جایگزین می کند. در طی آزمایشات، مشخص شد که VD-4K هنگام کار بر روی زمین بسیار داغ شده است. OKB-36، به درخواست OKB A.N. Tupolev، یک فن مخصوص را با یک درایو سیاره ای از جعبه دنده موتور توسعه و ایجاد کرد. نصب یک فن جدید نیازی به مداخله جدی در طراحی VD-4K نداشت و امکان نصب آن را بدون خارج کردن موتور از هواپیما فراهم کرد. همانطور که از روند آزمایشات مشخص است، مشکلات اصلی توسط نیروگاه جدید تحویل داده شده است. در طول آزمایشات، نیاز به تعویض همه موتورها به دلیل خرابی بود، علاوه بر این، موتورها به دلیل منابع اولیه کم تغییر کردند. سیستم اتوماسیون پیشرانه جدید، همانطور که در پروازهای آزمایشی نشان داده شده است، به بهبودهایی نیز نیاز داشت، به ویژه از نظر حذف تنظیمات اولیه زمینی طولانی سیستم. پس از تمام پیشرفت ها و اصلاحات روی گروه پروانه جدید، سابقه کار رضایت بخش آن در قانون آزمایش مشترک ظاهر شد.

از میان سیستم های تجهیزات ویژه، خرابی رادار پانورامیک Rubidium-M بیشتر از همه آزار دهنده بود. بر اساس نتایج آزمایش، NII-17 فوراً ارتقاء یافت و قابلیت اطمینان عناصر آن را افزایش داد. رادار ارتقا یافته جدید نام "روبیدیوم - MM" را دریافت کرد، متعاقباً به سطح بالایی از قابلیت اطمینان رسید و سالها با موفقیت در این کشور مورد استفاده قرار گرفت. اصلاحات مختلفدر هواپیماهای Tu-16، Tu-95، Tu-104، Tu-114، M-4 و غیره.

در طی آزمایشات پرواز هواپیمای "85/1"، تغییر شکل های نسبتاً بزرگ باقیمانده پانل های بال پس از پروازهایی با اضافه بارهای نزدیک به موارد عملیاتی مشاهده شد. پس از پرواز، انتهای بال‌ها 50 میلی‌متر بالا رفت که معادل 2 درصد از کل انحراف در پرواز بود، طبق استانداردها، این رقم پس از قرار گرفتن در معرض حداکثر مجاز عملیاتی نباید بیش از 5 درصد باشد. اضافه بارها

در طی آزمایشات پروازی کارخانه، تصمیم گرفته شد که هواپیمای آزمایشی "85" در رژه هوایی سنتی در توشینو نمایش داده شود. این هواپیما نقش پرچمدار رژه هوایی را به خود اختصاص داد. در 8 جولای 1951 هواپیمای "85" با همراهی جنگنده های MiG-15 در ارتفاع کم بر فراز میدان توشینو پرواز کرد. این هواپیما توسط A.D. Perelet هدایت می شد، در هواپیما فرمانده هوانوردی منطقه نظامی مسکو V.I. استالین

در 16 ژوئیه ، یک هواپیمای آزمایشی به Chkalovskaya منتقل می شود ، جایی که با آن همراه است. کارکنان پژوهشکده دولتی نیروی هوایی آشنا می شوند. به ویژه ، یک خلبان آزمایشی ، فرمانده یک هنگ استفاده رزمی ، V.I. Zhdanov ، با یک هواپیمای آزمایشی پرواز کرد. در یکی از پروازهای آزمایشی برای تعیین حداکثر سرعت بر روی سقف، هواپیما به منطقه بالا و پایین سقوط کرد. این خودرو توسط خدمه مختلط MAP هدایت شد - نیروی هوایی، V.I: ژدانوف در واقع ماشین را نجات داد. A.D. Perelet و دیگر اعضای خدمه در صندلی های خود در وضعیتی بسته بودند و طبیعتاً با رعایت قوانین فیزیک، مدتی در بی وزنی قرار گرفتند و "سطح ظاهر شدند". فقط وی. آی ژدانوف، مردی منظم، محکم نشسته بود و فرمان را محکم در دستانش گرفته بود. همه چیز خوب پیش رفت - پرواز با فرود در فرودگاه به پایان رسید.

در آغاز سپتامبر 1951، آماده سازی هواپیما برای یک پرواز فوق طولانی آغاز شد، که در آن داده هایی در مورد حداکثر برد عملی پرواز به دست می آمد. این خودرو قرار بود در مسیر مسکو - کیف - خارکف - استالینگراد به محل آزمایش در استالینگراد پرواز کند و به مسکو بازگردد و یک بمب 5000 کیلوگرمی را رها کند و از جنگنده های رهگیر در طول مسیر فرار کند. در 12 سپتامبر 1951، ساعت 7:15 صبح، خدمه A.D. پرواز از فرودگاه LI Yi در هواپیمای "85/1" برای یک پرواز آزمایشی دوربرد حرکت کرد. این پرواز در ارتفاعات 3000 - 6000 و 8000 متر در منطقه استالینگراد از ارتفاع 6000 متر انجام شد، بمباران در شرایط ابری با 12 بمب با وزن کل 5000 کیلوگرم انجام شد. این هواپیما 14 ساعت و 15 دقیقه پس از پرتاب بر روی هدف قرار داشت. در 13 سپتامبر، در ساعت 03:57، هواپیما در فرودگاه LII فرود آمد. در طول پرواز، شلیک از تسلیحات توپ روی هواپیما انجام شد. مدت کل پرواز 20 ساعت و 38 دقیقه بود. این هواپیما 9020 کیلومتر پرواز کرد، پس از فرود در مخازن سوخت خود، با احتساب موجودی حمل شده، سوخت باقی مانده بود که برای چند صد کیلومتر دیگر کافی بود. بر اساس نتایج این پرواز، حداکثر برد پرواز در وزن برخاست 107225 کیلوگرم با محاسبه ای تعیین شد که در آن این پرواز انجام شد و سرعت متوسط 475 کیلومتر در ساعت، برابر با 12018 کیلومتر بود. هدف اصلی به دست آمد: ایالات متحده از پایگاه های هوایی واقع در قلمرو اتحاد جماهیر شوروی در دسترس قرار گرفت!

آزمایشات پروازی هواپیمای "85/1" در 20 اکتبر 1951 به پایان رسید، در مجموع 59 پرواز با مدت زمان کل 142 ساعت و 16 دقیقه انجام شد. تست ها بدون مشکل گذراندند. در آینده، اولین هواپیمای آزمایشی "85/1" برای آزمایش تجهیزات ویژه مورد استفاده قرار گرفت.

در گزارش آزمایشی بمب افکن دوربرد Tu-85 شماره 1 ("85/1") که در 14 دسامبر 1951 توسط رهبری MAP تأیید شد، آمده است: «... اطلاعات پرواز و تاکتیکی هواپیمای Tu-85 به طور کامل با الزامات تعیین شده توسط فرمان شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی مورخ 09/16/49 شماره 3929-1608 مطابقت دارد ... ".

سه سال کار روی ایجاد اولین بمب افکن بین قاره ای داخلی با اولین موفقیت به پایان رسید: این هواپیما می توانست در فاصله 12000 کیلومتری پرواز کند.

دوره آزمایش و اصلاح هواپیمای «85» و سامانه های آن مورد توجه رهبری صنعت و کشور قرار گرفت و تمامی مشکلات پیش آمده بلافاصله به اطلاع رهبری رسانده شد.

در بهار 1951، وزیر صنعت هوانوردی M.V. خرونیچف به وزیر دفاع وقت اتحاد جماهیر شوروی N.A. Bulganin گزارش داد:

"از 20 می سال جاری (1951)، M-253K با موفقیت آزمایش‌های نیمکت دولتی و آزمایش‌های پروازی روی هواپیمای Tu-4 را پشت سر گذاشت و حدود 100 ساعت روی آن کار کرد. اولین نسخه از هواپیمای Tu-85 با موتورهای رفیق دوبرینین نیز بیش از 50 ساعت حمله دارند، از جمله پرواز در ارتفاع 10000 متری…

با توجه به ASh-2K ... مشکلات فنی، پیچیدگی طراحی، انجام کارهای تکمیلی زیاد و رفع ایرادات این موتور این امکان را برای رفیق شوتسوف فراهم نکرد که آن را به موقع برای آزمایش های دولتی ارائه کند.

به منظور اطمینان از انتقال به موقع نسخه دوم Tu-85 به کمیسیون دولتی برای آزمایشات پرواز و همچنین در ارتباط با آماده سازی برای رژه هوایی دو نسخه از هواپیمای Tu-85، ما کار بر روی تجهیز نسخه دوم هواپیما به موتورهای M-253K.

با توجه به نتایج آزمایش‌های دولتی موتور ASh-2K که می‌تواند در آگوست امسال انجام شود، یکی از هواپیماهای Tu-85 را مجدداً به موتورهای شوتسوف مجهز می‌کنیم و آزمایش‌های پروازی ادامه خواهد داشت.

V. P. Marunov

اگرچه اولین هواپیما در طول آزمایش برد بین قاره ای را نشان داد، اما مشکلات فنی موتور، برخی از سیستم های هواپیما، تجهیزات و تسلیحات و همچنین طراحی خود هواپیما مستلزم بهبودهای بیشتری بود. با توجه به VD-4K، هنگام پرواز در ارتفاعات، با موجی از توربوشارژرها مواجه شدیم. سیستم تسلیحات توپ در اولین ماشین در واقع غیرفعال بود. سیستم ضد یخ پرواز در شرایط یخ را فراهم نمی کرد. مقدار اندک اکسیژن موجود در هواپیما زمان سپری کردن خدمه در ارتفاعات را محدود می کرد. در زمان آزمایش اولین ماشین، هواپیما هنوز محدوده کامل آزمایشات استاتیکی را پشت سر نگذاشته بود، بعلاوه تغییر شکل های بزرگ ساختار، کاهش اضافه بار عملیاتی را از 2.3 به 1.88 ضروری می کرد، که این دستاورد را زیر سوال می برد. حداکثر برد پرواز با وزن برخاست 105000-107000 کیلوگرم. در جریان آزمایشات پروازی، پایداری طولی و کنترل ناکافی هواپیما و غیره آشکار شد.تمام کاستی های شناسایی شده باید هنگام ساخت ماشین دوم - هواپیمای 85/2 در نظر گرفته می شد.

در نوامبر سال 1950، قبل از شروع آزمایشات پرواز کارخانه ای در مقیاس کامل هواپیمای "85/1"، تصمیمی در مورد نسخه دوم هواپیما گرفته شد که قرار بود به استاندارد این سری تبدیل شود. در همان زمان، اقدامات سازمانی برای انجام آزمون های دولتی انجام شد. در فرمان شماره 4764-2062 شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی در 28 نوامبر 1950 آمده است:

ارائه اولین نسخه از یک بمب افکن دوربرد با موتورهای Dobrynin به کمیسیون دولتی در دسامبر 1950 مطابق با PSM مورخ 16/09/50 برای آزمایشات پروازی کارخانه ای و دولتی.

تسریع در تکمیل کار بر روی نسخه دوم این هواپیما و تحویل آن به آزمایشات پرواز کمیسیون دولتی در ژوئن 1951 با موتورهای طراحی شده توسط شوتسوف.

یک کمیسیون دولتی را تعیین کنید (به ویژه شامل:

S.I. رودنکو - معاون اول. فرمانده کل نیروی هوایی، P.V. Dementyev - معاون اول، وزیر وزارت صنعت هوانوردی، A.S. Blagoveshchensky - رئیس قانون مدنی موسسه تحقیقات نیروی هوایی، A.N. Tupolev - طراح ارشد، A.D. Shvetsov - طراح ارشد ، V.A. Dobrynin)

به کمیسیون دستور داده شد که نسخه اول هواپیما را با موتورهای دوبرینین تا 1 اوت 1951 و نسخه دوم را با موتورهای شوتسوف تا 1 اکتبر 1951 آزمایش کند و نتایج آزمایشات را به شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی گزارش دهد. باید طبق برنامه تصویب شده توسط وزیر جنگ اتحاد جماهیر شوروی و وزیر صنعت هوانوردی انجام شود.

کارخانه شماره 18 برای اتمام کار مقدماتیتا 1.8.51 و شروع به تولید انبوه در جولای 1952 *

توپولف تا 1 ژانویه 1951 نقشه های بدنه هواپیما و میدان های اصلی هواپیما را به کارخانه سریال تحویل دهد تا مجموعه کامل نقشه های هواپیما را قبل از 15 آوریل 1951 منتقل کند.

به MAP اجازه دهید شرایط هواپیماهای زیر را به مدت 3 ماه تمدید کند: Tu-4 با سالن عملیات (هواپیمای "94")، تایید شده توسط PSM شماره 3653-1519 مورخ 08.28.50 و برای بمب افکن جت دو موتوره " 88 "..."

نسخه دوم هواپیمای "85" ("85/2")، "سفارش 852" در تاریخ تولید شد. کارخانه آزمایشیشماره 156 در 15 جولای 1950 و تا پایان آوریل 1951 در کارخانه تولید می شد. در طول تولید، نسخه دوم به طور مداوم بر اساس مواد آزمایشی نسخه اول "85 / G" پالایش می شد. هواپیما "85" /2" منتظر موتورهای برنامه ریزی شده برای آن ASh-2K با ملخ های AV-55 نشد و با ملخ های VD-4K و AV-48 وارد آزمایش های پروازی شد.

حداکثر بار بمب به 12000 کیلوگرم کاهش یافت. در این سری، قرار بر این بود که به پیشنهاد A.N. توپولف، نوع تعلیق بمب نوع FAB-9000 را حذف کند، که منطقی بود: یک هواپیمای استراتژیک یک سلاح است. روز قیامت"، و غیرمنطقی بود که از طریق اقیانوس به ایالات متحده با یک بمب معمولی انفجاری با کالیبر 9000 کیلوگرم که دارای مهمات هسته ای قابل حمل هوایی در زرادخانه بود، که جرم آن از 6000 کیلوگرم تجاوز نمی کرد، پرواز کرد.

دامنه تغییرات مرکز کاهش یافته است که امکان افزایش حاشیه پایداری طولی را فراهم می کند.

شیشه کابین جلو تغییر کرد: تمام پنجره‌های تکی به استثنای شیشه پنجره ناوبر با پنجره‌های دوتایی جایگزین شدند؛ یک پنجره بازشو در کابین ناوبر در سمت چپ بین قاب‌های 1 و 1a نصب شد.

کنترل تراش آسانسور به جای الکترومکانیکی توسط کابل ساخته می شود.

جایگاه های بمب 50 میلی متر افزایش یافته است. دریچه‌های اضافی در پوسته بدنه پایین بین قاب‌های 26 و 33 ساخته شد: یک دریچه مرکزی برای نگهدارنده‌های بمب روشنایی TsO-SAB و دریچه‌های جانبی برای تجهیزات کمکی.

سایبان کابین خلبان بزرگتر شد و خطوط آن برای بهبود دید و گلوله گذاری تغییر یافت، رادوم آنتن رادار آرگون در بالای کابین نصب شد (ایستگاه هرگز روی هواپیما نصب نشد زیرا برای آزمایشات پروازی آماده نبود).

مساحت بال 4504 متر مربع کاهش یافته است. با توجه به تقویت عناصر اصلی، مجموعه پاور بازنگری و انتخاب شد عناصر اضافیتقویت کننده های بال

طراحی فلپ ها تغییر کرده است.

فیرینگ ناسل های موتور موتورهای داخلی تغییر یافته است. مساحت سکان 0.48 متر مربع کاهش یافته است. به دلیل بریدگی قسمت پایینی فرمان برای نصب آنتن آرگون.

سیستم خنک کننده مایع موتور را تغییر داد. یک سیستم خنک کننده اتوماتیک موتور، کپی شده توسط کنترل دستی، نصب شد. معرفی کرد کنترل الکتریکیمعکوس برای پیچ های AV-48. یک دستگاه ضد ولتاژ اضافی مربوط به مدیریت گاز معرفی شده است.

اضافه شدن مخزن سوخت 2300 لیتری به قسمت شکمی بخش مرکزی بال (عمومی حداکثر حاشیهسوخت به 69000 لیتر رسید).

4 سیلندر اکسیژن KPZh-30 برای ذخیره اکسیژن مایع نصب شد.

نصب پریسکوپ فرقه ای. به جای رادار "Rubidium M-85"، رادار "Rubidium MM" نصب شد. به جای سه مبدل از نوع MA-750، پروب های جدید از نوع PO-4500 نصب شد. یک باتری دیگر 12-A-30 اضافه شد. به جای واحد APU M-10، M-YUM با یک ژنراتور جدید GSR-5000 نصب شد.

در سیستم تسلیحات کوچک و توپ به جای واحد هدف گیری و محاسباتی PBV-23، واحد PS-48M نصب شد. افزایش ظرفیت مهمات در پایه های بالا، پایین و عقب. سلاح های مین اژدر نصب شد.

نسخه دوم تمام شده هواپیما "85/2" به شکل ناتمام از کارخانه شماره 156 به ZHLI و DB در 26 آوریل 1951 منتقل شد، جایی که کار نصب بر روی آن به مدت دو ماه ادامه یافت.

تا پایان ژوئن هواپیما آماده پرواز بود. خلبان آزمایشی V.P. Marunov که قبلاً تجربه پرواز "85/1" را به عنوان کمک خلبان داشت ، به عنوان فرمانده "مطالعه" منصوب شد ، N. Srybko به عنوان کمک خلبان منصوب شد ، M. M. Egorov به عنوان مهندس ارشد در دستگاه منصوب شد. . اولین پرواز هواپیمای "85D" در 28 ژوئن 1951 انجام شد، پرواز 1 ساعت به طول انجامید، روز بعد دومین پرواز آزمایشی به مدت 4 ساعت انجام شد. سپس، در تمام ماه جولای، هواپیما بر روی زمین ایستاده بود، کارهای تکمیلی روی آن بر روی تسلیحات توپ و توپ انجام شد. تست های "مطالعه" تا اواسط نوامبر ادامه یافت و سپس با توقف همه کارها در مورد موضوع پایان یافت. در مجموع، «85/2» 25 پرواز آزمایشی با مدت زمان کل 55 ساعت انجام داد. 14 دقیقه طی آزمایشات پروازی، هواپیما با بمب FAB-9000 پرواز انجام داد، عملکرد نیروگاه و تجهیزات اصلاح شده بررسی شد. ماشین و تمام سیستم های آن در مقایسه با "85/1" بسیار بهتر عمل کردند. خرابی های کمتری در نیروگاه و تجهیزات وجود داشت. تنها حادثه جدی، فرود اجباری "درست" در 23.08.51 در فرودگاه در Myachikovo، 13 دقیقه پس از بلند شدن بود. دلیل آن خرابی در سیستم کنترل تریمر به دلیل درهم تنیدگی سیم های برق بود. V.P. Marunov ماشین را به سختی در فرودگاه فرود آورد.

به نظر می رسید که اولین بمب افکن استراتژیک بین قاره ای اتحاد جماهیر شوروی موفقیت آمیز بود، آزمایشات آن با موفقیت پیش می رفت، تا نوامبر برنامه ماشین 1 95٪ (طبق نقشه) تکمیل شد، و در اینجا، کاملا غیر منتظره برای همه شرکت کنندگان عادی در ایجاد هواپیمای "85" فرمان صادر می شود

فرمان شماره 4596-2027 شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی به تاریخ 15 نوامبر 1951. یکی از نکات آن مانند ناقوس مرگ برای هواپیمای 85 به صدا درآمد:

آزمایشات پروازی هواپیماهای 85/1 و 85/2 را متوقف کنید و هواپیماهای 85 را از تولید سریال خارج کنید.

آغاز پایان هواپیمای "85" به فوریه 1951 برمی‌گردد و به طرز عجیبی پدرش، A.N.، گورکن او شد. توپولف او در گزارش فوریه خود در مورد پروژه یک بمب افکن استراتژیک پرسرعت جدید با یک سالن عملیات (هواپیمای "95") که برای I.V. استالین ارسال شده بود، به ویژه نوشت:

ابعاد هواپیما نزدیک به بمب افکن دوربرد 4 موتوره است که توسط ما ساخته شده است - هواپیمای 85 با چهار موتور M-253K رفیق دوبرینین که در حال حاضر در حال انجام آزمایشات پروازی است ...

استفاده از هواپیمای "85" به عنوان پایگاه، حفظ نسبی فرم های ساختاری و استفاده از تعدادی واحد، عناصر ساختاری و مجموعه ها را ممکن می سازد. در عین حال ، این به شما امکان می دهد تعداد زیادی از پیمانکاران فرعی را که در ساخت هواپیمای "85" شرکت داشتند نجات دهید.

پیشنهاد A.N. توپولف برای هواپیمای "95" توسط استالین پذیرفته شد، طراحی اولیه در تاریخ آغاز شد. ماشین جدید. بر این اساس، نگرش به "85" در رده های بالای رهبری MAP در حال تغییر است. 30 اوت 1951 معاون وزیر صنعت هوانوردی P.V. Dementiev را آورد یک نگاه جدیدنقشه در هواپیمای "85" به N.A. Bulganin:

با توجه به نیاز به انجام کارهای تکمیلی در مقیاس بزرگ بر روی هواپیمای Tu-85 در طول مراحل آزمایش و همچنین عدم امکان نصب تجهیزات هواپیمای Tu-85 بدون حذف تجهیزات هواپیمای Tu-4 و کاهش تولید این هواپیماها در کارخانه MAP شماره 18 را مناسب می دانیم:

1. تا پایان آزمایشات دولتی هواپیمای Tu-85، آماده سازی برای تولید در کارخانه شماره 18 به حالت تعلیق در می آید. تجهیزات و ابزارهای ساخته شده باید به همراه مستندات فنی توسعه یافته در این کارخانه نگهداری و ذخیره شوند.

2. موضوع ادامه آماده سازی برای تولید و پرتاب سریال هواپیمای Tu-85 و همچنین کاهش تولید هواپیمای Tu-4 پس از اتمام آزمایشات دولتی هواپیمای Tu-85 و پذیرش آن در خدمت حل شود. .

3. آزمایشات هواپیمای Tu-85 برای مطالعه طراحی، تولید و ویژگی های پرواز هواپیماهای کلاس بمب افکن های دوربرد سنگین و کسب تجربه باید ادامه یابد.

تمام کارها بر روی آزمایش و تنظیم دقیق دو نمونه اولیه هواپیما متوقف شد و آماده سازی برای آن بود تولید سریالدر کارخانه های شماره 18، شماره 22 و شماره 23. هر دو هواپیمای آزمایشی در سیستم MAP به پرواز خود ادامه دادند و برنامه های مختلف تست پرواز مربوط به سیستم های تجهیزات جدید و مشکلات کلی ایجاد هواپیماهای سنگین از این کلاس را انجام دادند تا اینکه منابع و موجودی موتورهای VD4K و همچنین منابع بدنه هواپیما تمام شد. . هواپیمای "85/1" اولین هواپیمای بود که از رده خارج شد و در ژوئیه 1958 "85/2" نیز طبق دستور MAP از رده خارج شد. بدین ترتیب حماسه پنج ساله ساخت اولین و آخرین بمب افکن استراتژیک بین قاره ای پیستونی داخلی به پایان رسید.

چنین پایانی از بسیاری جهات کاملاً طبیعی بود. در غرب: در ایالات متحده آمریکا و بریتانیا، از اواخر دهه چهل، طراحی و ساخت بمب افکن های استراتژیک دوربرد و دوربرد با موتورهای جت، که سرعت آنها به 950-1000 کیلومتر در ساعت نزدیک می شد، طراحی شد. برای برد پروازی 6000-12000 کیلومتر، در نوسان کامل بود. در پس زمینه این پروژه ها، هواپیمای ما "85" حتی قبل از اولین پرواز خود منسوخ به نظر می رسید. توانایی "85" برای شکستن سیستم دفاع هوایی مدرن، که در آغاز دهه 50 از قبل به اندازه کافی از جنگنده های رهگیر جت ترانسیونیک اشباع شده بود، تردیدهایی را ایجاد کرد. علاوه بر این، در آینده قابل پیش‌بینی، پدافند هوایی کشورهای پیشرو غربی باید به جنگنده‌های رهگیر مافوق صوت با موشک‌های هدایت شونده و سامانه‌های موشکی زمینی مجهز می‌شد که ظاهر آن‌ها به شدت شانس دستیابی به هدف 85 را کاهش داد. . بنابراین، تنها تصمیم صحیح این است که نیروها بر روی یک هواپیمای پیستونی موفق، اما به سرعت منسوخ شده پراکنده نشود، بلکه تمام منابع بر روی هواپیماهای جت استراتژیک بین قاره ای جدید Tu-95 و M-4 متمرکز شوند که ویژگی های عملکرد آنها باید در سطح بهترین تحولات غربی. چنین رویکردی در نهایت این امکان را فراهم کرد که از نظر سطح فنی ناوهای حمل‌ونقل هوایی استراتژیک با غرب همسو شود و در کوتاه‌ترین زمان ممکن به رهبری شوروی ابزار واقعی بازدارندگی و حمله در نبرد جهانی که بر سر ما رخ داد می‌داد. سیاره پس از جنگ جهانی دوم (طبق برنامه های رهبری کرملین، اولین تشکل های حامل های استراتژیک جدید در اوایل سال 1954، درست در زمان درگیری هسته ای برنامه ریزی شده با ایالات متحده، به آمادگی رزمی رسیدند). همه این تصمیمات اصلیقبل از شروع جنگ کره، که طبق برنامه های کرملین، قرار بود تنها مقدمه ای برای درگیری هسته ای بعدی جهانی باشد، به تصویب رسیدند. نبردهای هوایی بر فراز کره فقط صحت مسیر انتخاب شده برای توسعه ناوهای استراتژیک سرنشین دار جت را تأیید کرد. آسیب پذیری پیستون های V-29 در برابر حملات MiG-15 های فراصوتی، اثربخشی پایین پوشش آنها توسط جنگنده های جت پرسرعت، که اقدامات آنها نسبتاً محدود بود. سرعت کمترکیبات پوشیده شده B-29، یک بار دیگرنیاز به افزایش شدید سرعت بمب افکن را تأیید کرد که تنها در صورت انتقال آنها به آن امکان پذیر بود رانش جت. اینکه رهبری نیروی هوایی شوروی چقدر سریع و در چه جهتی اولین نتایج برخورد جت های MiG-15 با B-29 های آمریکایی را درک کرد، از گزارش فرمانده کل نیروی هوایی P.F قابل قضاوت است. Zhiga-reva I.V. استالین، کاری که او در 28 فوریه 1951 انجام داد (تعداد B-29 های سرنگون شده بر وجدان P.F. Zhigarev و زیردستانش است):

تجربه نبرد هوایی در کره بین جت های میگ 15 و هواپیماهای بی 29 آمریکایی نشان می دهد که این نوع بمب افکن ها هنگام برخورد با جت های جنگنده مدرن با سرعت پرواز بالا، نسبتاً بی دفاع می شوند.

خلبانان آمریکایی اسیر شده از هواپیمای B-29 اعلام می کنند که پرسنل پروازی بمب افکن آمریکایی وقت ندارند سلاح های متحرک خود را برای هواپیمای MiG-15 که به آنها حمله می کند دنبال کنند و به سمت آنها شلیک کنند.

این شرایط به دلیل سرعت نسبتا پایین پرواز بمب افکن های B-29 برای هواپیماهای MiG-15 بسیار آسان تر می شود و در نتیجه نبردهای هوایی بین این هواپیماها معمولاً به نفع هواپیماهای MiG-15 تمام می شود. (در ادامه گزارشی از پنج نبرد هوایی در آسمان کره بین میگ-15 و بی-29 ارائه شده است و اعداد بسیار قابل توجهی برای پیروزی های میگ ها بر بی-29 آورده شده است:

«... ده فروند هواپیمای بی-29 آمریکایی و یک فروند هواپیمای اف-80 سرنگون شد.

شرایط ذکر شده در بالا باعث نگرانی می شود که بمب افکن داخلی Tu-4 ما که تقریباً داده های پروازی مشابه B-29 دارد، از جمله حداکثر سرعت پرواز تا 560 کیلومتر در ساعت، در زمان جنگ، هنگام عملیات بر روی اهداف دشمن محافظت شده توسط جنگنده های جت مدرن ممکن است نسبتاً بی دفاع باشند.

همچنین نگران کننده است که بمب افکن جدید چهار موتوره طراحی شده توسط رفیق توپولف که در حال حاضر تحت آزمایشات پروازی قرار دارد، با برد 12000 کیلومتر و حداکثر سرعت پرواز 600 کیلومتر در ساعت، تقریباً همان کاستی های Tu-4 را خواهد داشت. هواپیما."

کار روی موضوع "85" اتلاف وقت نبود، می توان به وضوح مفهوم یک هواپیمای استراتژیک بین قاره ای را تدوین و آزمایش کرد تا عناصر زیادی را برای ماشین های سنگین موشکی آینده کار کند. به ویژه، طرح بدنه هواپیمای "85" با برخی تنظیمات به دلیل استفاده از بال جارو شده (یک محفظه بار جادار منفرد)، به Tu-95 مهاجرت کرد. ترکیب تجهیزات Tu-95 تا حد زیادی با برادر کوچکتر آن مطابقت داشت. بیشترین رعایت منطقی ممکن از تداوم، ویژگی بارز ماشین های توپولف بود که تا حد زیادی موفقیت آنها را در طول سال ها تضمین کرد. بنابراین، هواپیمای "85" با هموار کردن راه برای Tu-95، به عنوان آخرین بمب افکن سنگین با موتورهای پیستونی در تاریخ هوانوردی داخلی و جهانی باقی ماند.

دفتر طراحی علاوه بر کار مستقیم بر روی طراحی و ساخت هواپیمای آزمایشی «85»، مطالعات متعددی در رابطه با هواپیمای «85» انجام داد. هدف از این کارها بهبود ویژگی های عملکردی پروژه اصلی با حفظ پارامترها و مفاهیم اساسی گنجانده شده در آن بود.

در پایان سال 1949، کار برای تعیین برد پرواز هواپیمای "85" با سوخت گیری اضافی در هوا از هواپیماهای تانکر انواع مختلف انجام شد.

پذیرفته شد نمودار زیرپرواز با دو سوخت گیری در حین پرواز: پرواز بمب افکن از پایگاه تا دیدار با نفتکش بر فراز پایگاه دومی، پرواز مشترک تا پایان سوخت گیری، پرواز بمب افکن به سمت هدف و بازگشت به جلسه با نفتکش، سوخت گیری و پرواز نفتکش و بمب افکن به پایگاه های خود.

هنگام انتخاب نوع تانکر، موارد زیر را راهنمایی کردیم:

استفاده از نفتکش "85" با وزن برخاست 108000 کیلوگرم حداکثر برد اضافی را می دهد.

استفاده از تانکر Tu-4 با وزن برخاست 60000 کیلوگرم برد اضافی را نصف می کند که در هنگام استفاده از نفتکش "85" است.

استفاده از یک تانکر 75 اینچی برد بیشتری را مانند Tu-4 می دهد.

استفاده از سوخت گیری همزمان از دو Tu-4 نتیجه مشابه استفاده از یک تانکر Tu-4 با افزایش وزن برخاست تا 70000 کیلوگرم را دارد.

از بین شرایط ساده ترین قرار دادن سوخت اضافی، تانکر "85" و Tu-4 برای بررسی بیشتر به عنوان ارجح ترین در نظر گرفته شد. بر روی آنها، سوخت اضافی بدون تغییر جدی در محل های بمب قرار داده شد (به ترتیب 15500 کیلوگرم و 7500 کیلوگرم). در هواپیمای "85" در نسخه تانکر، تمام سلاح های دفاعی حفظ شد، در Tu-4 پایه های اسلحه پایین جلو و عقب بالایی برداشته شد.

حداکثر برد هواپیمای "85" با دو سوخت گیری از همان نوع هواپیمای تانکر، طبق محاسبات، می تواند به 14000 کیلومتر و از هواپیمای Tu-4 - 11000 کیلومتر برسد. مقایسه سوخت گیری از یک و دو Tu-4 به طور همزمان نشان داد که افزایش برد در مورد دوم ناچیز است و معنای عملی ندارد. افزایش قابل توجه برد پرواز در نتیجه استفاده از سوخت گیری در پرواز، چشم انداز گسترده ای را برای عملیات شاتل باز کرد، به عنوان مثال، طبق این طرح: تانکر "85"، عملیات ضربتی در منطقه کانال پاناما، زمانی که یک بمب افکن از پایگاهی در منطقه مسکو پرتاب شد و در پایگاهی در کولیمسک فرود آمد.

بر اساس مواد تحقیق، نتایج زیر حاصل شد:

استفاده از هواپیمای سوخت گیری "85" می تواند برد عملی آن را تا 22000 کیلومتر افزایش دهد (بمب افکن به یک سلاح تهاجمی جهانی تبدیل شد).

استفاده از تانکرهای Tu-4 و "85" بدون تغییرات قابل توجه در هواپیمای پایه امکان پذیر است.

سوخت گیری در هوا امکان انجام عملیات شاتل را فراهم می کند.

توسعه تجهیزات ویژه هم برای بمب افکن ها و هم برای تانکرها ضروری است، برای اطمینان از خود سوخت گیری و همچنین خروج دقیق به منطقه سوخت گیری، آموزش استقامت ویژه برای خدمه لازم است تا از جلسه دوم بدون مشکل و سوخت گیری اطمینان حاصل شود.

در آینده، مواد این مطالعات در کار سوخت‌گیری هواپیماهای Tu-16 و Tu-95 در حین پرواز مورد استفاده قرار گرفت.

گزینه هایی برای افزایش سرعت هواپیما با نصب موتورهای توربوجت اضافی در نظر گرفته شده است. مشابه راه حل فنیاین شبیه به نصب چهار توربوجت اضافی توسط آمریکایی ها بر روی پیستون B-36 بود.

در سپتامبر 1949، سؤال از نصب اضافیدر هواپیمای "85" دو TRD VK-1. هواپیمای "85" با ASh-2K (ASH-4K) با دو اضافی در نظر گرفته شده است

TRD نوع VK-1. طراحی هواپیما در این نسخه توسط OKB "85A" تعیین شده است. دو موتور VK-1 در قسمت های عقب ناسل های موتور داخلی نصب شده بود ، ورودی هوا برای آنها از ورودی های هوا در لبه جلویی بال از طریق تونل هایی که به طور متقارن نسبت به محور ناسل های موتور قرار داشتند انجام می شد.

بر اساس محاسبات برای چنین اصلاحی، ارزیابی بهبود ویژگی های هواپیما انجام شد:

افزایش وزن برخاست تا 117500 کیلوگرم امکان پذیر شد.

حداکثر سرعت با وزن پرواز 95000 کیلوگرم 23 درصد افزایش یافت.

به طور قابل توجهی افزایش یافته است سرعت کروزپرواز در منطقه هدف و همچنین میانگین سرعت پرواز؛

زمان صعود به طور قابل توجهی کاهش یافت.

سقف عملی هواپیما افزایش یافته است.

اما ایده نیروگاه ترکیبی برای هواپیمای 85 کاربرد عملی پیدا نکرد، زیرا در آن لحظه معیار تعیین کننده برای هواپیمای طراحی شده برد بود و نه افزایش کوتاه مدت سرعت و از نظر از محدوده این گزینه، حتی بر اساس محاسبات اولیه، به یک پایه از دست داده است. علاوه بر این، پیچیدگی طراحی و نیاز به دو سیستم سوخت غیرمشابه در هواپیما: بنزین و نفت سفید با افزایش جزئی در سرعت پرواز توجیه نشد.

با شروع کار طراحی بر روی هواپیمای "95" با سالن عملیات، A.N. توپولف و همکارانش می خواستند هزینه های مواد و زمان پروژه جدید را به حداقل برسانند و همچنین از کل انبارهای انباشته شده حداکثر استفاده کنند. «85» امکان نصب چهار سالن قدرتمند عملیات را بر روی آن در نظر گرفت.

در سال 1950 - 1951، به عنوان بخشی از کار روی پروژه های هواپیمای "94" (Tu-4 با TVD)، و سپس در اولین مراحل کار بر روی هواپیمای "95"، گزینه هایی برای نصب تلویزیون نوع TVD -2F (TVD-022B) و TVD -1 برای هواپیمای "85" در نظر گرفته شد. سپس در ژانویه 1952 A.N. توپولف پیشنهاد می کند از دو هواپیمای ساخته شده "85" برای پرواز آزمایشگاه های سالن های جدید برای Tu-95 آینده استفاده شود.

ایجاد موتورهای TV-2 در اتحاد جماهیر شوروی به توسعه و تجسم واقعی طراحی و کار آزمایشی شرکت آلمانی یونکر در تئاتر تبدیل شد. کارخانه شماره 2 در کویبیشف در توسعه پروژه های آلمانی نقش داشت؛ گروه بزرگی از متخصصان آلمانی کارآموز به رهبری برندنر در این کار مشارکت داشتند. نتیجه این کارها موتور TV-2F (TVD-022B) بود که نسخه اجباری شوروی YuMO-022 بود و پروژه TVD-1 که اولین قدم های واقعی برای ایجاد قدرتمندترین تلویزیون TVD جهان بود. -12 (NK-12)، توسعه یافته توسط OKB-276 برای Tu-95. بر اساس TV-2F، یک موتور در مدت زمان کوتاهی ساخته شد - یک دوقلو 2TV-2F با قدرت برخاست معادل 12000 اسب بخار، این موتور، به عنوان جایگزین موقت برای TV-12، بر روی آن نصب شد. اولین نمونه از Tu-95.

در سال 1950، OKB-276 قبلاً اولین آزمایشی TV-022 را آزمایش می کرد - بازتولید مستقیم YuMO-022. در یک آزمایش 100 ساعته، این موتور داده های زیر را نشان داد:

وزن خشک، کیلوگرم……………… 1700

حالت برخاستن: توان معادل، el.s………………….. ۵۱۱۴

مصرف سوخت ویژه، کیلوگرم در ساعت ……………… 0.283

حالت امتیازی: توان معادل، el.s………………… 4398

مصرف سوخت ویژه، کیلوگرم در ساعت ……………… 0.295

حالت کروز: قدرت معادل، el.s…………………… 3672

مصرف سوخت ویژه، کیلوگرم در ساعت ……………… 0.310

نوع هواپیمای "85" با TVD-1 به خوبی می تواند، به استثنای سرعت پرواز، با پروژه هواپیمای "95 متر" رقابت کند. اما با تحقق بی قید و شرط الزامات PSM برای Tu-95 در شرایط افزایش حداکثر سرعت بمب افکن دوربرد به 900 - 950 کیلومتر در ساعت، و به ترتیب، کروز تا 750-800 کیلومتر در ساعت، انتقال به یک بال جارو شده در ترکیب با یک موتور توربوجت یا یک موتور تئاتر بود. مورد نیاز است که در تعدادی از مطالعات اولیه دفتر طراحی انجام شد و سپس بر روی تغییرات تجربی و سریال Tu-95 اجرا شد.

آخرین پروژه در دفتر طراحی، که بر اساس هواپیمای "85" ساخته شده بود، پروژه "504" بود - پروژه ای برای یک قایق-بمب افکن پرنده بین قاره ای. کار جستجو در چنین هواپیمایی از سال 1950 تا 1953 توسط دفتر طراحی و تیپ پروژه TsAGI انجام شد.

دلایل جلب توجه به قایق بمب افکن پرنده بین قاره ای به شرح زیر بود.

بمب افکن های استراتژیک بین قاره ای که در دفتر طراحی کار می کردند (هواپیمای "85") دارای شعاع جنگی 5000-6000 کیلومتر بودند که هنوز برای انجام یک حمله تضمینی کافی نبود.

ایالات متحده با در نظر گرفتن دفاع ضد هوایی، مانور در مسیر و غیره. مشکل را می توان با معرفی سوخت گیری در هواپیما حل کرد. اما دشواری های سوخت گیری هواپیما در هوا در راه بازگشت: دشواری ورود دقیق به منطقه سوخت گیری هواپیمای بمب افکن و تانکر با در نظر گرفتن خستگی خدمه پس از یک پرواز طولانی و انجام یک ماموریت رزمی، و همچنین فقدان تجهیزات ناوبری مناسب، متخصصان هوانوردی داخلی و تحلیلگران نظامی را بر آن داشت تا برای سوخت‌گیری زیردریایی‌های نفتکشی که قبلاً در آب‌های اقیانوس آرام و اطلس مستقر شده بودند، استفاده کنند. به عنوان یک جزء شوک سیستم، پیشنهاد شد از یک قایق پرنده استفاده شود که با استفاده از واحدهای اصلی هواپیمای 85 طراحی شده است. در حین طراحی، این سوال مطرح شد که توانایی های نسخه های زمینی و دریایی هواپیمای "85" مقایسه شود. بنابراین در اوایل دهه 50، دفتر طراحی با وظیفه توسعه یک قایق پرنده غول پیکر روبرو شد. این اولین کار دفتر طراحی در یک هواپیمای دریایی پس از پانزده سال وقفه پس از ایجاد ANT-44 (MTB-2) بود.

برای ارزیابی صحیح ویژگی‌های آیرودینامیکی، اتصالات بین اشکال هندسی بدنه هواپیمای دریایی بر روی مدل‌های موجود در لوله T-102 TsAGI آزمایش شد و تفاسیر فیزیکی این وابستگی‌ها پیدا شد. بنابراین، به عنوان مثال، نشان داده شد که ظرفیت باربری پایین قایق (به دلیل استخوان گونه) دو برابر بدنه معمولی است، که تداخل بال و پایین عملاً به فاصله بین آنها بستگی ندارد. آنها، اینکه مقاومت ردان به زاویه حمله بستگی ندارد، شکل ردان در پلان بر کشش آیرودینامیکی آن تأثیر نمی‌گذارد و صاف شدن چین‌های پشت ردان به طور قابل توجهی بر کاهش پسا تأثیر می‌گذارد. این وابستگی ها، همراه با مطالعه الزامات هیدرودینامیک، این امکان را به همراه TsAGI ایجاد کرد تا طرحی برای بدنه قایق ایجاد کند که الزامات آیرودینامیک و هیدرودینامیک را برآورده کند.

در ژوئیه 1950، تیم پروژه OKB موظف شد پروژه ای را برای یک قایق پرنده بر اساس 85 هواپیما، با ویژگی های اصلی پرواز زیر در نظر بگیرد:

وزن پرواز، کیلوگرم……………. 90000

قدرت موتور، اسب بخار… 4x4500

خدمه، مردم……………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………

تیراندازی و توپ

تسلیحات………………..۱۰×۲۳ میلی متر

حداکثر سرعت در ارتفاع 10000 متر کیلومتر در ساعت……………645

برد پرواز

با 6000 کیلوگرم بمب، کیلومتر………………..8200

طراحی اولیه تأیید کرد که از هواپیماهای زمینی، هواپیمای "85" با موتورهای ASh-2K که به عنوان پایگاه برای کار بیشتر انتخاب شده بود، نزدیک به این داده ها بود. محاسبات انجام شده بر اساس مواد آزمایشات هیدرودینامیکی مدل های قایق پرنده ANT-44 و بر روی مواد خارجی بر روی آیرودینامیک و هیدرودینامیک قایق های پرنده طراحی شده در اواخر دهه 30 و 40 میلادی، نشان داد که یک قایق پرنده با بال و قدرت هواپیما گیاهان "85" می توانند برد، جرم و بار بمب مشخصی داشته باشند، اما نمی توانند سرعت پرواز مشخصی را ارائه دهند، زیرا این سرعت توسط هواپیمای "85" با آیرودینامیک بسیار بهتر برآورده شده است. حداکثر سرعتی که می شد روی آن حساب کرد، سرعت 580 کیلومتر در ساعت بر روی هدف بود. با موتورهای ASh-2K و با بال موجود، حداکثر وزن برخاستن می تواند 104000 کیلوگرم باشد و حرکت برخاست با وزن برخاست 90000 کیلوگرم 2300 متر و با وزن 100000 کیلوگرم تا 4000 متر خواهد بود، در حالی که برد می تواند به 10000 کیلومتر افزایش یابد. دو گزینه کار شد که در طرح نصب شناورهای بال متفاوت بود: در نوع اول، شناورها، در پیکربندی، تکرار شناورهای ANT-44، بر روی کنسول های بال نصب شده بودند و در حالت دوم غیر قابل جمع شدن بودند. نوع، شناورها در حال پرواز در امتداد دهانه بال چرخیدند و در انتهای بال ها فضایی را اشغال کردند.

اولین نسخه قایق پرنده دارای ابعاد هندسی اولیه زیر بود:

طول بالها، متر - 56.0;

طول هواپیما، متر - 44.0;

ارتفاع هواپیما، m - 12.0

در طول کار روی پروژه "504" مقدار زیادی کار روی آن انجام شد اشکال گوناگونبخش گسترده ای از بدنه، با توجه به کمال هیدرودینامیکی و آیرودینامیکی آن. متعاقباً، TsAGI از این پیشرفت ها در طراحی قایق های پرنده Be-10 و Be-12 استفاده کرد. در طول توسعه پروژه "504"، پروژه هایی برای یک قایق پرنده با چهار موتور TVD-1 و سپس TV-12 با حفظ طرح اولیه پیشنهاد شد.

کار روی پروژه "504" در سال 1953 به پایان رسید، زمانی که هواپیمای آزمایشی "95" در حال ساخت و آزمایش بود که برد پروازی آن باید برای پرواز به ایالات متحده بیش از اندازه کافی باشد.

موتور سوپاپ (VD)

یکی از امیدوارکننده‌ترین و پرکاربردترین درایوهای الکتریکی با ماشین‌های سنکرون، موتور سوپاپ بدون جاروبک یا بدون تماس است که در آن سرعت و گشتاور توسط ولتاژ ورودی، جریان تحریک و زاویه پیشروی روشن کردن سوپاپ‌ها با کنترل خودکار کنترل می‌شود. با فرکانس عرضه این ویژگی های تنظیم ماشین های DC و قابلیت اطمینان سیستم ها را دارد جریان متناوب.

قابلیت اطمینان یک SM معمولی بالاتر از قابلیت اطمینان هر ماشین دیگری است و از نظر هزینه بعد از روتور قفس سنجاب ناهمزمان در رتبه دوم قرار دارد. SM بدون تماس هم به روش معمول (با استفاده از سیستم های تحریک بدون جاروبک با یکسو کننده های دوار) و هم به روش های جدید (با استفاده از آهنرباهای دائمیروی روتور، روتور پنجه ای شکل و سیم پیچ تحریک روی استاتور و غیره).

به دلیل سادگی، پرکاربردترین موتورهای DC (a) و AC (b) AC با مبدل هایی که در حالت منبع جریان کار می کنند.

برخلاف درایوهای کنترل شده با فرکانس، سوئیچینگ تریستور در موتور سوپاپ به دلیل انجام می شود موتور emf(دستگاه). سوئیچینگ ماشین المان های راکتیو حجیم ولتاژ بالا را در اینورتر حذف می کند. این امر مدار را بسیار ساده می کند و توان کلی آن را کاهش می دهد و در نهایت کیفیت تبدیل انرژی را بهبود می بخشد. اما در راه اندازی و سرعت های پایینبه دلیل عدم وجود یا مقدار کم EMF، سوئیچینگ خراب است. در موتور DC بدون جاروبک، روش های راه اندازی زیر امکان پذیر است:

· نامتقارن؛

با سوئیچینگ مصنوعی؛

با تعویض اجباری

روش اول، با سادگی ظاهری، دارای اشکالات جدی است - شروع کنترل نشده است و سوئیچینگ در برق، به عنوان یک قاعده، مدارهای ولتاژ بالا ضروری است.

روش دوم راه اندازی شامل استفاده از یک اینورتر مستقل است که از انرژی راکتیو عناصر سوئیچینگ (خازن ها و چوک ها) استفاده می کند. در این مورد، مدار به طور قابل توجهی پیچیده تر می شود، وزن و هزینه اینورتر افزایش می یابد.

راه سوم شروع با سوئیچینگ اجباری با قطع پالس های کنترل یا انتقال چرخه ای یکسو کننده به حالت اینورتر برای زمان تعویض تریستورهای اینورتر انجام می شود. این روش به حداقل تلاش نیاز دارد. معایب مشخصهکاهش گشتاور راه اندازی موتور و افزایش جزئی در توان راکتیو مصرفی است.

شروع کموتاسیون اجباری نیز در یک مدار یکسو کننده کنترل نشده انجام می شود. در این حالت، اینورتر تنظیم ولتاژ عرض پالس را انجام می دهد. این روش مستلزم استفاده از ترانزیستور یا تریستور دروازه ای در اینورتر است.

مشکل راه اندازی به سادگی در سیستمی با یک سیکلوکونورتر (b) حل می شود، که در آن عملکردهای یکسوسازی و وارونگی توسط همان تریستورها انجام می شود، که تبدیل ولتاژ و فرکانس منبع را مستقیماً به ولتاژ و فرکانس انجام می دهد. از موتور چنین سیستمی حاوی تعداد بیشتری تریستور نسبت به مبدل با پیوند DC است، اما به دلیل عدم وجود دستگاه های راه اندازی، یک تبدیل انرژی و کاهش جریان حرارتی تریستور، مقرون به صرفه و قابل اعتماد است.

در مداری با سیکلوکونورتر، سوئیچینگ طبیعی در کل محدوده سرعت عملکرد HP هم بین تریستورها در گروه های کاری و هم بین تریستورهای گروه های تک قطبی انجام می شود. مورد دوم زمانی اتفاق می افتد که سیگنال های سوئیچینگ فازهای شبکه و موتور در زمان منطبق شوند. سوئیچینگ ماشین توسط EMF موتور بین تریستورهای گروه های تک قطبی در فرکانس های بالاتر از 0.1 ... 0.15 سرعت موتور انجام می شود.

معکوس کردن HP به دو صورت ساده و امکان پذیر است:

· افزایش زاویه پیشروی بیش از 90 0 .

· معکوس کردن دو فاز سیگنال با DPR.

پهنای باند سوئیچ HP با تغییر زاویه لید b 0 یا b (زوایای بین جریان و بر این اساس EMF بدون بار و ولتاژ دستگاه) تنظیم می شود. راه های زیر برای کنترل سوئیچ VD وجود دارد:

b 0 \u003d b 0 دقیقه \u003d f(g, q) برای d=d min =const;

b=bmin= f(ز) وقتی d=dmin=const،

جایی که b 0 \u003d b + q؛ q - زاویه بار ماشین سنکرون; b=g+d; g - زاویه سوئیچینگ (همپوشانی فاز سوئیچینگ را در نظر می گیرد). د - زاویه حاشیه (خطای سیستم کنترل و زمان بازیابی خواص مسدود کننده تریستورها را در نظر می گیرد).

با حالت کنترل b=const، زاویه لید در تمام حالت های محرک ثابت می ماند و با توجه به حداکثر مقدار بار محاسبه می شود. در این مورد، جریان بدون بار مربوط به بزرگترین مقدار زاویه حاشیه (40 ... 50 درجه) است، اگرچه برای بازیابی خواص قفل شدن تریستورها کافی است 3 ... 5 درجه داشته باشید.

موتور هواپیمای پیستونی VD-4K (M-253K).

توسعه دهنده: OKB-36 (Rybinsk)
کشور: اتحاد جماهیر شوروی
شروع توسعه: 1949
ساخت: 1950

M-253K (VD-4K) یک موتور هواپیمای شوروی از نوع ترکیبی (turbocompound) است که طبق طرح ستاره بلوک ساخته شده است. موتور یک ستاره بلوک 24 سیلندر (شش بلوک 4 سیلندر هر کدام).

تاریخچه موتور ترکیبی VD-4K چندان رایج نیست و ریشه در دوره قبل از جنگ دارد. واقعیت این است که آنها شروع به ایجاد آن کردند نه در یک دفتر تخصصی طراحی موتور هواپیما، بلکه در یکی از بخش های موسسه هواپیمایی مسکو. در اواخر سال 1938، کمیسر خلق وقت صنعت هوانوردی، م.م. معمولاً پارامترهای یک پیشرفت جدید در زمینه ساخت موتور بر اساس تجزیه و تحلیل طولانی مدت از روندها و نیازهای آینده صنعت هواپیماسازی خودمان و همچنین وضعیت شاخه های فناوری مشابه در خارج از کشور انتخاب می شوند. M.M. Kaganovich ، به طور کلی ، فرد بدی نیست ، اما به دلیل ارادت خود به ایده ها و رهبران ، یک روح نومنکلاتوری (امروز مدیر حمام ، فردا رئیس صنعت هوانوردی) به این مقام رسیده است ، که در این زمینه چندان آگاه نیست. تمام پیچیدگی های "انتخاب اولیه پارامترهای اصلی برای طراحی"، به سادگی در دو داده های موتور M-105 ضرب می شود. از این رو معلوم شد که موتور جدید باید قدرت 2100-2300 اسب بخار را توسعه دهد. در ارتفاع 8000 متری

G.S. Skubachevsky با گروهی از دانشجویان و دانشجویان فارغ التحصیل سه گزینه چیدمان را برای یک موتور 24 سیلندر کار کرد: X شکل، H شکل و نوعی ستاره چهار ردیف با شش سیلندر در هر ردیف. آخرین گزینه موفق ترین بود: قطر آن مانند موتور M-11 فقط 1065 میلی متر بود. فرض بر این بود که برای افزایش ارتفاع از یک سوپرشارژر گریز از مرکز سه سرعته استفاده می شود و راندمان نیروگاه توسط پیچ های ضد چرخش بالا می رود.

در ژوئیه 1939، یک فرمان دولتی در مورد طراحی موتور به نام M-250 ظاهر شد. یک KB-2 ویژه در MAI در حال ایجاد است، از دانشجویان، فارغ التحصیلان و کارمندان CIAM تشکیل شده است، معلمان سایر بخش های MAI نیز در آن مشارکت داشتند. کار طراحی آغاز شد و در 1 آوریل 1940، پروژه M-250 توسط موسسه تحقیقات نیروی هوایی تصویب شد، تصمیم به ساخت یک موتور آزمایشی در کارخانه شماره 16 در Voronezh گرفته شد. اولین پرتاب M-250 در جایگاه در روز سرنوشت ساز 22 ژوئن 1941 انجام شد. در آزمایشات، موتور قدرت اعلام شده 2500 اسب بخار را نشان داد. سپس به صورت پراکنده روی موتور در شرایط جنگ و تخلیه کار کنید. آنها واقعاً در سال 1946 به موضوع بازگشتند ، هنگامی که وظیفه ای برای موتوری با ظرفیت 3500 اسب بخار برای ماشین های سنگین جدید توپولف دریافت شد. OKB-36 در ریبینسک تحت رهبری V.A. Dobrynin، بر اساس زمینه های نظری و عملی برای M-250، در مدت کوتاهی موتور M-251TK (VD-3TK) را ایجاد می کند.

در ژانویه 1949، OKB-36، بر اساس M-251TK، پیشنهاد کرد که یک موتور ترکیبی جدید M-253K با حداکثر قدرت 4300 اسب بخار ایجاد کند. و با مصرف سوخت خاص در حالت های کروز در محدوده 0.185 - 0.195 کیلوگرم در اسب بخار. این کار در چارچوب طراحی هواپیمای "85" انجام شد، موضوعی که در آن زمان برای MAP به عنوان مهمترین موضوع تعیین شده بود.

پروژه M-253K بر اساس اصول زیر بود:
- حداقل تغییرات در طراحی M-251TK، که با دقت و قابلیت اطمینان بالای قطعات و مجموعه های M-251TK، تایید شده در طول آزمایش، و همچنین زمان کوتاه اختصاص داده شده برای توسعه، توجیه شده است.
- حداکثر استفاده از انرژی گاز خروجی به منظور به حداقل رساندن بوست موتور پیستون اصلی از نظر تقویت و به دست آوردن مصرف سوخت مشخص شده (تقویت در مقایسه با M-251TK در حالت برخاستن تنها 7٪ انجام شد).

M-253K قرار بود یک واحد ترکیبی متشکل از دو واحد نیرو، یک موتور با سه توربین ضربه ای و یک توربوشارژر با یک نازل جت متغیر باشد که از گازهای خروجی موتور انرژی دریافت می کرد. استفاده از توربین های ضربه ای امکان بهبود راندمان را به میزان 10-11% فراهم کرد، استفاده از یک توربوشارژر قدرتمند با ارتفاع 11000 متر، با راندمان بالا در همه حالت ها، با استفاده از واکنش گازهای خروجی در یک نازل جت قابل تنظیم، باعث شد. افزایش بهره وری عملیاتی 20-25٪ امکان پذیر است.

در سپتامبر 1949، پیش نویس کاری تکمیل شد و نقشه های واحدهای جدید - توربین های ضربه ای و توربوشارژر TK-36 توسعه یافت. در طول طراحی، کار فشرده سازی در ایستگاه مانیتورینگ کاهش یافت و از تزریق مخلوط آب به الکل برای حالت های اجباری استفاده شد. در نتیجه کار انجام شده، OKB-36 موفق به به دست آوردن یک واحد کارآمد و کاملا قابل اعتماد شد که اساس آن یک موتور پیستونی استفاده شده بود. طرح منطقی آن، به شکل یک ستاره چهار ردیفه شش بلوکی با خنک کننده مایع، ایجاد یک طراحی فشرده و سفت را امکان پذیر کرد که وزن مخصوص کم و داده های عملکرد بالا را ارائه می کرد.
در همان سپتامبر 1949، فرمان شماره 3929-1608 برای هواپیمای 85 الزامات اساسی زیر را برای موتور M-253K مطرح کرد:
- قدرت برخاستن - 4300 اسب بخار؛
- قدرت نامی در ارتفاع 8000-9000 متر - 3200 اسب بخار.
- مصرف سوخت ویژه در حالت 0.5-0.6 قدرت نامی - 0.185-0.195 کیلوگرم در اسب بخار.
- وزن خشک (بدون واحد فشار) - 1900 کیلوگرم.

در دسامبر 1950، لازم بود که موتور را به تست‌های نیمکت 100 ساعته دولتی تحویل دهد. برای تست های روی نیمکت و پرواز، لازم بود در مدت کوتاهی 20 نسخه از M-253K ساخته شود.

در ژانویه 1950، اولین موتور آماده شد، سپس 23 موتور دیگر ساخته شد. در ژوئن-دسامبر، آزمایش های کارخانه ای 100 ساعته روی چندین موتور انجام می شود. در دسامبر 1950، M-253K، همراه با TK-36، برای آزمایشات روی میز دولتی ارائه شد، که با نتایج مثبت در اوایل فوریه 1951 تکمیل شد، و انطباق کامل تمام پارامترها با پارامترهای داده شده و همچنین تایید شد. قابلیت اطمینان طراحی در پایان آزمایشات دولتی، M-253K نام VD-4K را دریافت می کند.

موتور VD-4K.

در نیمه دوم سال 1950، VD-4K در آزمایشگاه پرواز Tu-4LL نصب شد. تا پایان سال 1950، اولین مرحله آزمایشات پروازی به پایان رسید. یک VD-4K با تجربه آزمایش شد، سه نفر دیگر ASh-73TK تمام وقت بودند. این کارها توسط LII انجام شد و نتایج مثبت آنها دلیل خوبی برای نصب این موتورها بر روی 85 هواپیمای اول شد. رقبای OKB-19 با قدرتمندتر، اما "خام" تر ASh-2K خود، زمان برای اولین پرواز نداشتند. آزمایشات و اصلاحات بیشتر VD-4K در طول اجرای برنامه آزمایشی مشترک بر روی 85 هواپیما و همچنین پروازهای آزمایشی موازی Tu-4LL با VD-4K انجام شد. آزمایشگاه تمام اقدامات برای اصلاح موتور را آزمایش کرد. این به تسریع روند آزمایش مشترک کمک کرد. به ویژه، یک فن اضافی در سیستم خنک کننده موتور در Tu-4LL کار شد.

VD-4K سرانجام در پایان می 1951 به هواپیمای "85" اختصاص یافت، زمانی که تصمیم بر این شد که "85" در اولین پرواز با VD-4K بالا برود، زیرا ASh-2K هنوز از بیماری رنج می برد. بیماری های دوران کودکی». در جریان تنظیم دقیق نصب موتور Tu-85، یک فن بر روی VD-4K نصب شد. خنک کننده اجباری. برق با استفاده از یک شفت تک منتقل می شد چرخ دنده سیاره ایبا سیستم تهویه موتور یکپارچه پروانه هوا، پنج تیغه AB-55 یا چهار تیغه AB-44.

با تکمیل رسمی برنامه ساخت Tu-85، کار بر روی VD-4K به تدریج محدود شد. ساخت و آزمایش پرواز VD-4K به اوج توسعه موتور هواپیما پیستونی تبدیل شد. این امر مستلزم حل طیف گسترده ای از مشکلات در زمینه استحکام و دینامیک ماشین آلات، مهندسی حرارت، دینامیک گاز، علم مواد و فناوری تولید بود.

برای ایجاد VD-4K، گروهی از کارگران OKB-36 و TsIAM در سال 1951 جایزه استالین را دریافت کردند.

قطر سیلندر، میلی متر: 148
کورس پیستون، میلی متر: 144 میلی متر
تعداد سیلندر: 24 عدد
وزن خشک، کیلوگرم: 2065 (بدون توربوشارژر)
جلد، ل: 59.43
قدرت، اسب بخار: 3250/4300
نسبت تراکم: 7.0
کمپرسور: ARC تک مرحله ای تک سرعته
سیستم خنک کننده: خنک کننده مایع.

فهرست منابع:
V.R. Kotelnikov. هوانوردی داخلی موتورهای پیستونی.
V. Rigmant. آخرین بمب افکن های پیستونی
TsAGI. ساختمان هواپیما در اتحاد جماهیر شوروی 1917-1945. کتاب دوم.

25.3. موتورهای BLDC

25.3.1. موتورهای براشلس سری VD با ظرفیت 30-132 کیلو وات

موتورهای شیر سری VD با قدرت 30 - 132 کیلو وات با ارتفاع محور چرخش 225 - 315 میلی متر برای درایوهای حرکت اصلی ماشین ابزار با CNC طراحی شده اند. این بسته شامل یک مبدل الکترومکانیکی (EMC)، یک سوئیچ نیمه هادی کنترل شده - یک مبدل فرکانس (FC)، یک سنسور موقعیت روتور (RPS) و یک ژنراتور تاکو (TG) است.

مبدل الکترومکانیکی (شکل 25.4) در طراحی معکوس (سلف بر روی استاتور و آرمیچر روی روتور) ساخته شده و از نظر ساختاری با آن یکپارچه شده است. موتورهای کلکتورسری DC 2P. سیستم تحریک EMF - مخلوط. این شامل یک سیم پیچ تحریک مستقل OB و یک سیم پیچ جبران کننده طولی KO است که در پیوند DC اینورتر گنجانده شده است. سیم پیچ های سیم پیچ های تحریک و جبران مستقل در قطب های مخالف هر جفت از هم فاصله دارند. تمام اندازه های EMF با یک سلف چهار قطبی ساخته می شوند. در نوک قطب ها یک سیم پیچ دمپر اتصال کوتاه مسی وجود دارد. روتور دارای 36 شیار است که توسط یک بخش دندانه تراشیده شده است. سیم پیچ آرمیچر سه فاز است که در یک ستاره با سیم خنثی متصل می شود. انتهای فازها و نقطه صفر روی چهار نمایش داده می شود حلقه های لغزنده. جمع آوری جریان کشویی از حلقه ها توسط برس های حاوی فلز نصب شده در نگهدارنده های برس دوتایی تامین می شود.

برنج. 25.5. نمودار اتصال مدارهای قدرت اینورتر موتور VD

مبدل فرکانس شامل یک بخش قدرت و یک سیستم کنترل است. قسمت برق اینورتر یک واحد یکسو کننده-اینورتر با لینک DC است. واحد منبع تغذیه سیم پیچ تحریک EMF از نظر ساختاری با اینورتر یکپارچه شده است. نمودار اتصال اینورتر و EMF در شکل نشان داده شده است. 25.5.

سوئیچینگ دریچه های اینورتر در سرعت های EMF از 0 تا 0.1 و nom اجباری است و در سرعت های بالاتر از 0.1 اینچ طبیعی است.

سنسور موقعیت روتور در همان واحد TG قرار دارد. این یک مجموعه نور فوتودیود است. علاوه بر عملکردهای اصلی DPR، اطلاعاتی در مورد آن ارائه می دهد

برنج. 25.4. طرح ساختاریموتور سری VD:

1 - سیم پیچ آرمیچر؛ 2 - سیم پیچ تحریک مستقل؛ 3 - کوبیدن جبرانی طولی; 4 - میله های سیم پیچ دمپر؛ 5 - قوس های اتصال کوتاه; 6 - تاکوژنراتور و DPR؛ 7 - فن 8 - حلقه های لغزنده

زاویه چرخش یا حول مسیر (یعنی عملکرد یک حل کننده را انجام می دهد).

تاکوژنراتور یک ماشین سریال از نوع TMS-1 است.

ساختار نماد موتور براشلس:

VD225GUHL4،

جایی که B - شیر؛ د - موتور؛ 225 - ارتفاع محور چرخش، میلی متر؛ G - وجود TG؛ UHL4 - دسته بندی طراحی و قرار دادن آب و هوا مطابق با GOST 15150-69.

ساختار نماد FC:

ETU7YI-39، جایی که E - درایو الکتریکی؛ T - تریستور؛

U - یکپارچه؛ 7 - با موتور براشلس; 8 - دارای موتور ولتاژ پایین با مبدل استاتیک. 39 - جریان نامی در خروجی اینورتر برابر 80 آمپر.

طراحی EMF با توجه به روش نصب - IM1001، IM2001، IM20011 طبق GOST 2479-79، روش خنک کننده - IC06 مطابق با GOST 20459-75، درجه حفاظت - IP44 طبق GOST 17494-72. عایق موتور - با توجه به کلاس مقاومت حرارتی F (GOST 8865-70). نسخه EMP با فیلتر روی لوله انشعاب مکنده از نوع فن "rider" ارائه شده است.

موقعیت کاری بلوک های FC عمودی است. می توان آنها را در

جدول 25.22. اطلاعات فنی موتورهای براشلس سری VD

						<ратность
اندازه EMP	اندازه قاب اینورتر	توان اسمی، کیلووات	فرکانس چرخش، دور در دقیقه	پیوند دائمی	جریان فاز، A	حداکثر فرکانس
						چرخش
VD225 GUHL4
WD250 GUHL4
WD280 GUHL4
VD315 GUHL4
VD225 GUHL4
WD250 GUHL4
WD280 GUHL4
VD315 GUHL4
VD225 GUHL4
WD250 GUHL4
WD280 GUHL4
VD315 GUHL4
VD225 GUHL4
WD250 GUHL4
WD280 GUHL4
VD315 GUHL4

جدول 25.23. به طور کلی، ابعاد نصب و اتصال، میلی متر و وزن موتورهای سری VD، نسخه IM1001 (شکل 25.6)

اندازه

موتور

به

ساعت

VD225 GUHL4

WD250 GUHL4

WD280 GUHL4

VD315 GUHL4

جدول 25.24. ابعاد و نصب

ابعاد، میلی متر، مبدل فرکانس برای

موتورهای سری VD

اندازه EMP	س
ETU7801-39 ETU7801-41 ETU7801-44			475 475 605 1215	500 500 650 1260

توجه داشته باشید. همه انواع EMF به جز ETU7801-39 مجهز به فن هستند.

کابینت های غیرقابل نگهداری یک یا دو طرفه، که در دستگاه های کنترل درایوهای الکتریکی بلوک بزرگ استفاده می شود. درجه حفاظت - IP00 مطابق با GOST 14254-80. خنک کننده اینورتر برای جریان 80 A هوای طبیعی و برای یوکس 125، 250، 500 A - هوای اجباری است. مقادیر اسمی عوامل آب و هوایی برای EMF و IF - طبق GOST 15150-69 و GOST 15543-70:

ارتفاع از سطح دریا، متر. . 1u (یو

دمای محیط، °С......... 1-40

رطوبت نسبی، ٪.

در 20X.......65

در 25 درجه سانتیگراد ........ SO

اطلاعات فنی موتورهای سری VD با قدرت 30-132 کیلووات نسخه اصلی با سرعت 1000 دور در دقیقه و همچنین تغییرات با سرعت 500، 750، 1500 دور در دقیقه، با حفظ گشتاور نسخه اصلی بهر laoapii-te در جدول آورده شده است. 25.22.

منبع تغذیه اینورتر سری VD از یک مدار صنعتی سه فاز با ولتاژ 380 ولت و فرکانس 50 هرتز انجام می شود. ولتاژ نامی در خروجی اینورتر، یعنی روی سیم‌پیچ آرمیچر EMF. 300 ولت ولتاژ تحریک مستقل 220 ولت.

حالت عملیات EMF و IF - S1. الکتروموتورهای سوپاپ سری VD قادر به اضافه بار جریان دو برابری به مدت 10 ثانیه در فرکانس چرخش نامی و اضافه بار 1.3/nom در حداکثر فرکانس چرخش با حفظ همان قدرت هستند. ضریب قدرت: و تمام نسخه های استاندارد سری VD 0 82 است.

محدوده تنظیم اغلب چرخش iu موتورهای آهنربای دائم 1: 1000 است، که شامل 1:4 نسبت به اسمی است.

شاخص های وزن و اندازه EMF و FC درایوهای الکتریکی شیر به ترتیب در جدول 1 آورده شده است. 25.23، در شکل. 25 6 و در جدول. 25.24.

برنج. 25.6. ابعاد کلی و نصب سری EMP VD

25.3.2. موتورهای براشلس 200-3150 کیلووات سری VD

موتورهای براشلس کم سرعت سری VD 200 - 3150 کیلووات برای کار در محرک های الکتریکی کنترل شده تجهیزات شیمیایی و آسیاب، بالابرهای معدن، دکل های حفاری، پمپ ها، فن ها و غیره طراحی شده اند.

جدول 25.25. مقیاس قدرت برای موتورهای کم سرعت سری VD

که درمجموعه موتورهای براشلس کم سرعت سری VD شامل مبدل الکترومکانیکی (EMC)، مبدل فرکانس (FC)، سنسور موقعیت روتور (RPS)، تاکوژنراتور (TG) و سیستم منبع تغذیه برای سیم پیچ تحریک است. (شکل 25.7).

موتورها بر اساس ابعاد، قدرت مفید و حداکثر سرعت طبق جدول طبقه بندی می شوند. 25.25. انتخاب اندازه مناسب اینورتر با توجه به توان مفید EMF انجام می شود.

مبدل الکترومکانیکی سری VD با سرعت پایین از نظر ساختاری با موتورهای سنکرون سریال یکپارچه شده است. سیم پیچ آرمیچر سه فاز روی استاتور قرار دارد، سیم پیچ تحریک روی روتور است. یک سیم پیچ دمپر در نوک قطب های سلف قرار می گیرد. سیم پیچ میدان را می توان به دو روش تغذیه کرد. طبق روش اول (نشان داده شده در شکل 25.7)، سیستم

جدول 25.26. به طور کلی ابعاد نصب و اتصال، میلی متر و وزن مبدل های الکترومکانیکی موتورهای براشلس سری VD (ابعاد

WD800 - WD1600)

اندازه	حداکثر سرعت، دور در دقیقه
موتور
WD8005 WD800M WD800b BfllOOOS VDOOM Bfll250S WD1250M WD1250L WD16008 WD1600M WD1600L

اندازه EMP											وزن (کیلوگرم

برنج. 25.7. نمودار ساختاری موتور کم سرعت سری VD

کاملا بدون تماس است ولتاژ تغذیه به بلوک تریستور سیستم تحریک تامین می شود bsv،که به شما امکان می دهد یک ولتاژ AC سه فاز قابل تنظیم در خروجی دریافت کنید. به سیم پیچ استاتور یک ترانسفورماتور ناهمزمان تغذیه می شود AT،سپس توسط یکسوساز چرخشی صاف می شود BBو به سیم پیچ تحریک تغذیه می شود EMPطبق روش دوم، سیستم منبع تغذیه تحریک مبتنی بر استفاده سنتی از جمع آوری جریان کشویی است که با استفاده از دو حلقه لغزش و برس انجام می شود. در این مورد، خروجی BSVیک ولتاژ اصلاح شده قابل تنظیم را تشکیل می دهند.

مبدل های الکترومکانیکی با اندازه های استاندارد VD800، VD1000 و VD1250 با یاطاقان نورد محافظ، EMP با اندازه استاندارد VD1600 - با یاتاقان های غلتکی پایه ساخته شده اند. درجه حفاظت EMP-1R44 طبق GOST 17494-72. روش خنک کننده - IC0541 طبق GOST 20459-75.

ابعاد و نصب-اتصال-

ابعاد واقعی EMF در جدول آورده شده است. 25.26.

مبدل فرکانس سری VD کم سرعت شامل یک بخش قدرت و یک سیستم کنترل است SU.در ساختار آن، بخش قدرت اینورتر یک مبدل فرکانس مستقیم است. اینورتر از شبکه صنعتی سه فاز با ولتاژ 660 ولت و فرکانس 50 هرتز تغذیه می شود. اینورتر از طریق یک راکتور شش سیم پیچ به شبکه متصل می شود.

همگام سازی عملکرد تریستورهای FC با استفاده از DPR انجام می شود. مقدار زاویه کنترل به گونه ای انتخاب می شود که حداکثر گشتاور روی شفت را فراهم کند.

جریان سوئیچینگ در تریستورهای هر گروه به دلیل ولتاژ شبکه رخ می دهد. جریان سوئیچینگ هنگام سوئیچینگ گروه ها ماهیت دوگانه ای دارد: هنگام راه اندازی و شتاب - شبکه، یعنی به دلیل ولتاژ شبکه، و در سرعت های بالاتر - مخلوط با استفاده از EMF موتور.

جدول 25.28. مقیاس قدرت و ابعاد کلی مبدل های فرکانس

موتورها WD800- VD1600

		ابعاد
اندازه قاب اینورتر	توان، کیلووات	(طول x ارتفاع x	وزن (کیلوگرم
		x عرض)، m
TNTRV-630-690UHL4
TNTRV-1,2k-690UHL4
TNTRV-2,0k-690UHL4		5.4 x 2.4 x 0.8
TNSHRV-2,5k-690U X L4		8.2 x 2.4 x 0.8
TNShRV-3,1k-690UHL4

تنظیم فرکانس چرخش موتورهای شیر در 0.1 - انجام می شود. \n حداکثرتغییر در راندمان و ضریب توان در هنگام کنترل سرعت در جدول نشان داده شده است. 25.27. در صورت لزوم، سیستم کنترل مجهز به دستگاه هایی است که ترمز الکتریکی موتور را فراهم می کند.

قسمت برق اینورتر و همچنین مدار منبع تغذیه سیم پیچ تحریک از نظر ساختاری در کابینت های سرویس استاندارد دو طرفه قرار می گیرند. درجه حفاظت از اینورتر - IP20 طبق GOST 14254-80. هوای خنک کننده. ابعاد کلی اینورتر در جدول آورده شده است. 25.28.

مقادیر اسمی عوامل آب و هوایی برای موتورهای براشلس کم سرعت سری VD طبق GOST 15150-69 و GOST 15543-70:

ارتفاع از سطح دریا، متر. 1000 دمای محیط، درجه سانتی گراد.......... 1-40

رطوبت نسبی در

25 درجه سانتیگراد، ٪......... 80

25.3.3. موتورهای براشلس سری PChVS

درایوهای الکتریکی تریستور مطابق مدار یک موتور بدون جاروبک از سری PCHVS برای ارائه راه اندازی و کنترل سرعت موتورهای سنکرون قدرتمند ولتاژ بالا طراحی شده اند. بلوک دیاگرام درایو الکتریکی در شکل نشان داده شده است. 25.8، انواع درایوهای الکتریکی، به طور کلی

برنج. 25.8. نمودار ساختاری درایو الکتریکی با توجه به طرح موتور براشلس سری

که در -یکسو کننده؛ و- معکوس کننده؛ ماشین شاسی بلند -سیستم کنترل یکسو کننده؛ جمع -سیستم کنترل اینورتر؛ VR -راکتور ورودی؛ SR -راکتور صاف کردن؛ DT- سنسور جریان؛ DPR-سنسور موقعیت روتور؛ DFN -سنسور فاز EMF; RV- تنظیم کننده تحریک؛ TG- تاکوژنراتور؛ O V -سیم پیچ تحریک

ابعاد بردهای پاور و کابینت کنترل در جدول آورده شده است. 25.29.

درایو الکتریکی فراهم می کند: راه اندازی موتور، عملکرد در هر سرعت معین در محدوده 0.06-1 و اهم، معکوس کردن موتور، ترمز احیا کننده، بهینه سازی فرآیندهای گذرا با محدود کردن خودکار جریان در سطح 1.5-2 / nom، همگام سازی خودکار موتور با شبکه

درایو الکتریکی شامل یک EMF، یک اینورتر با پیوند DC، یک تحریک کننده تریستور و یک سیستم کنترل است. ما به عنوان یک EMF در سری PCVS استفاده کردیم

جدول 25.29. داده های فنی و وزن و اندازه موتورهای براشلس سری

PCVS

موتورهای سنکرون تجاری موجود استفاده از موتور سریال از نظر قدرت با ویژگی های طراحی و پارامترهای الکتریکی آن تعیین می شود. در سرعت نامی، ضریب استفاده در محدوده 0.8-0.9 قرار دارد که دلیل آن کاهش مقداری cos f است (به عنوان یک قاعده، هنگام کار از یک اینورتر جریان با سوئیچینگ به دلیل EMF cos موتور<р„ ом « 0,85-г 0,88 вместо 0,9), а также за счет дополнительных потерь от высших гармонических тока. Меньшее значение коэффициента использования относится к турбодвигателям.

تریستور FC از دو ماژول قدرت مشابه تشکیل شده است: یکسو کننده و یک اینورتر که مطابق مدار پل سه فاز ساخته شده اند. هر بازو از یک سری تریستور متصل به صورت سری با دستگاه هایی تشکیل شده است که تقسیم ولتاژ یکنواخت بین تریستورها را فراهم می کند، با دستگاه هایی برای نشان دادن یکپارچگی تریستورها و محافظت در صورت خرابی تعداد غیرقابل قبولی از دستگاه های نیمه هادی. ماژول قدرت همچنین شامل دستگاه های کنترل جریان و ولتاژ و مدارهای KS است که ولتاژهای اضافی را هنگام تعویض جریان بین تریستورها محدود می کند.

انواع PCVS از نظر توان با دو طرح پایه ماژول برق برای ولتاژهای 6 و 10 کیلو ولت ارائه می شود. بسته به جریان نامی (630، 320، 200 A)، سه نسخه از ماژول ها برای دستگاه های خنک کننده وجود دارد: گروهی، اجباری فردی و طبیعی. برای جریان های بالای 630 آمپر، اتصال موازی مبدل های فرکانس برای جریان 630 آمپر انجام می شود.

سه حالت در عملکرد درایو متمایز می شود: حالت سوئیچینگ جریان اجباری در فازهای اینورتر (حالت فرکانس پایین)، حالت سوئیچینگ جریان در فازهای اینورتر تحت تأثیر EMF آرمیچر EMF، موتور- حالت همگام سازی شبکه حالت کار اصلی حالت سوئیچینگ جریان در فازهای اینورتر تحت عمل EMF آرمیچر EMF است. در این حالت، پالس های کنترلی اعمال شده به اینورتر مطابق با فاز EMF EMF همگام می شوند.

دامنه جریان آرمیچر توسط ماژول سیگنال خروجی کنترل کننده سرعت تعیین می شود و توسط یک سیستم بسته کنترل جریان اتوماتیک با عمل بر روی یکسو کننده کنترل شده کار می شود. جریان تحریک به طور خودکار به عنوان تابعی از جریان استاتور به گونه ای تنظیم می شود که دامنه سوئیچینگ

EMF به جریان آرمیچر بستگی ندارد و متناسب با سرعت چرخش تغییر می کند.

در حالت چرخش فرکانس پایین، همگام سازی ایمپالس های کنترل اینورتر توسط سیگنال های منطقی سنسور موقعیت زاویه ای روتور (RPS) نسبت به استاتور انجام می شود. در مورد LPR نوسانی، ساعت غیرفعال در فرآیند استارت، ترمز و برگشت به ساعات نوردهی کم 1 از را می توان با تغییر آرام در سیگنال مرجع فرکانس تعیین کرد، در این نوع درایو الکتریکی مطابق با طرح یک موتور سنکرون با کنترل فرکانس

در حالت همگام سازی موتور با شبکه، فرکانس، فاز و دامنه ولتاژ سیم پیچ آرمیچر EMF که توسط اینورتر تغذیه می شود برابر با پارامترهای شبکه مربوطه تنظیم می شود و پس از آن سیم پیچ آرمیچر به شبکه متصل می شود. و اینورتر خاموش می شود.