Турбореактивний авіаційний двигун РД-7 (ВД-7).

Розробник: ОКБ-36 під керівництвом В.А.Добриніна.
Країна: СРСР
Будівництво: 1952 р.

Розробка турбореактивного двигуна РД-7 розпочалася 1952 року у ОКБ-36 під керівництвом В.А.Добринина. Початкове позначення - ВД-7. При виборі двигунів для модернізації літака М-4 ставку зробили на ВД-7, злітна тяга яких перевищувала 11000 кгс, а крейсерська витрата палива складала 0,73-0,8 кг/кгс*год (у РД-3 - до 1,03 ), як у найкращих зарубіжних зразків. Застосувавши ці двигуни, збільшивши кількість палива на борту, встановивши систему дозаправки в польоті, а також покращивши аеродинаміку, новий літак, який отримав позначення 3М, міг досягти найвіддаленішої точки США.

Проте ці двигуни затягли терміни закінчення державних випробувань літака — на злітному режимі спостерігалися небезпечні автоколивання лопаток перших щаблів компресора. Для вирішення цієї проблеми на ВД-7Б обмежили обороти, при цьому максимальна тяга зменшилася на 2000 кгс і довелося знижувати злітну вагу за рахунок зменшення запасу палива. Так як ВД-7Б випускалися в обмеженій кількості і в невисокому темпі, то з ними збудували приблизно половину бомбардувальників, що одержали позначення 3МН (Н - новий двигун). Інші машини, що одержали позначення 3МС («С» — старий двигун), оснастили РД-3М.

Серійне виробництво організовано у 1957 році на заводі №26.

РД-7 складається з осьового 9-ступінчастого компресора, прямоточної камери згоряння трубчасто-кільцевого типу, 2-ступінчастої турбіни та нерегульованого реактивного сопла. У двигуні застосовані принципово нові для того часу технічні рішення: високонапірний компресор з малим числом щаблів, перший надзвуковий ступінь компресора, регульований вхідний напрямний апарат, регулювання режимів по наведеній частоті обертання.
При зльоті правильною ознакою «емок» з двигунами ВД-7Б був потужний вихлоп, що копить. Серійні ВД-7Б виробництва уфімського заводу № 26 після копіткої доведення мали ресурс лише 200 год — у 6,5 рази менше, ніж РД-3М-500. Надійність їх також була гірша, що разом із відсутністю надзвичайного режиму значно знижувало безпеку експлуатації літака та викликало обґрунтоване невдоволення замовника.

Серійне виробництво тривало до 1977 року. У процесі виробництва він неодноразово модернізувався. Двигуни, що відпрацювали льотний ресурс, застосовувалися на пожежних машинах АГВТ-100(131), АГВТ-200(255).

Модифікації:

ВД-7 базовий.
-ВД-7Б: доопрацьований. Відрізнявся обмежувачем обертів компресора. Випускався у 1957-1968 роках. Встановлюючи літаком 3М.
-ВД-7П: двигун з покращеним компресором для збільшення потужності на великих висотах.
-РД-7М (РД-7М): двигун для літака Ту-22. Вирізняється наявністю форсажної камери. Тяга збільшена за рахунок збільшення температури газу перед турбіною та збільшення витрати повітря внаслідок розкриття вхідного направляючого апарату. Випускався у 1960-1965 роках.
-РД-7М2: форсований. Відрізняється зміненим першим щаблем компресора, розкритим вхідним напрямним апаратом, збільшеною температурою газів у форсажній камері, надзвуковим регульованим соплом. Тяга збільшена на 500 кгс. Випускався у 1965-1977 роках. Застосовувався на Ту-22КД.
-ВД-7МД: двигун без форсажної камери для транспортного літака ВМ-Т «Атлант».

Технічні характеристики:

Модифікація РД-7М
Рік створення: 1952
Виробник: Рибінський завод № 26
Роки виробництва: 1952-1956
Габаритні розміри, мм
-діаметр: 1330
-довжина: 4850
Суха маса, кг: 2765
Тяга двигуна, кН
-максимальна: 103,0
-на форсажі: 156,9
Ступінь підвищення тиску 14,2
Температура газу перед турбіною, ° C: 800

Список джерел:
С.Г.Мороз. Ревучий звір. Авіація та Час № 5 за 2003 р.
В.А.Зрелов. Вітчизняні газотурбінні двигуни. Основні параметри та конструктивні схеми.

Володимир Ригмант

Закінчення. Початок у №№ 3,4/9? м. (випуски 25,26)

Ту-85 – кінець еволюційного шляху

Роботи по літаку проекту "487", майбутньому літаку "85" (Ту-85), почалися ще 1948 р. до отримання офіційного завдання на літак подібного класу від ВПС та виходу відповідної Постанови РМ СРСР. Пошуки оптимальних рішень щодо цього проекту проходили в загальному руслі досліджень можливості створення базової конструкції далекого та наддальнього бомбардувальника.

Початковий проект літака, що мав внутрішнє позначення "487", був багато в чому подальший розвиток проектів літака "80", а також опрацювань бригади Б.М.Кондорського 1947-1948 рр., в напрямку подальшого поліпшення льотно-тактичних даних при використанні тих самих типів силових установок (двигуни АШ-2ТК, ВД-ЗТК, М-35, М-501, М-51, ВК-2). Літак за проектом "487" розглядався у двох варіантах: літак для далеких стратегічних операцій та літак для наддальних операцій. Основною відмінністю другого варіанта був збільшений розмах крила, за рахунок введення нових відокремлених консолей крила та збільшеної злітної маси, в основному за рахунок збільшення запасу палива.

Спочатку, влітку 1948 р, під час розгляду проекту літака "487", отримали такі попередні геометричні параметри:

Довжина літака – 35,2 м;

Розмах крила для далекого варіанта – 44,94 м;

Розмах крила для наддальшого варіанту – 53,0 м;

Площа крила для далекого варіанта – 202,5 ​​м2;

Площа крила для наддальшого варіанту – 221,0 м2.

Було проведено розрахунок та аналіз льотних характеристик літака в обох випадках з різними типами двигунів. Як видно з наведеного матеріалу літак, навіть у наддальньому варіанті з двигунами АШ-2ТК (ВД-ЗТК) (єдина реальна розробка, яку могли запропонувати двигуністи), за тих питомих параметрів, які вони мали, не здатний був досягти території США і повернутися додому .

У вересні-жовтні 1948 р. розглядався варіант проекту "487" зі збільшеним розмахом і площею крила. У ході опрацювання цього варіанту, з умов отримання прийнятного діапазону змін центрувань, пропонувалося ввести невелику стрілоподібність крила. Збереглися деякі дані, які певною мірою характеризують цей проект:

Далекий Наддалекий

Довжина літака, м 35,2

Розмах крила, м 47,2 56,0 Площа крила, м2 209,8 240 Подовження крила 10,6 13,1 Злітна маса, кг 90881 98181 Маса порожнього

літака, кг 45591 47091

Паливо, кг 36000 42000

Але й цей варіант не давав можливості отримати необхідні гарантовані значення дальності польоту.

Поступово в ході проектування літака переходили, по суті, до нового літака, оскільки ні аеродинамічні характеристики, ні тим більше, питомі характеристики силових установок, навіть з урахуванням модернізації, не дозволяли створити міжконтинентальну стратегічну машину.

Насамперед відмовилися від уніфікації. Тепер йшлося лише про наддалекий варіант. Основними елементами програми створення літака ставали нова потужна економічна силова установка та нове компонуваннякрила, що давала істотне збільшення Кмах літака.

При виборі типу та компонування силової установки, які б задовольняли необхідним вимогам, ОКБ провело великий обсяг різних досліджень спільно з ЦАГІ та ЦІАМ. Було досліджено велику кількість можливих схем поршневих двигунів комбінованої схеми. У розгляді були такі основні варіанти:

Комбінування поршневого двигуна з малим ПЦН із потужною турбіною постійного тиску з регульованим реактивним соплом;

Комбінування поршневого двигуна без ПЦН з двоступінчастою турбіною "постійного тиску, що передає енергію на вал двигуна через гідравлічну муфту, без використання реакції;

Комбінування поршневого двигуна з малим ПЦН з потужною турбіною постійного тиску, що передає енергію на вал двигуна через гідравлічну муфту, з камери допалювання палива, що залишилося в вихлопних газахдвигуна та спалюванням додаткового палива, що сприскується на зльоті та на надпотужних режимах, без використання реакції;

Комбінування поршневого двигуна з потужним ПЦН з імпульсною турбіною, що використовує змінну швидкість вихлопних газів, при їх закінченні з циліндрів, і передає енергію на вал двигуна без використання реакції;

Комбінування поршневого двигуна з малим ПЦН з потужною турбіною постійного тиску з регульованим реактивним соплом та імпульсною турбіною, що передає енергію на вал двигуна;

Комбінування поршневого двигуна з малим ПЦН із потужною турбіною постійного тиску без регульованого реактивного сопла та імпульсною турбіною, що передає енергію на вал двигуна.

Остаточно з усього різноманіття, схем, що пропонувалися, для подальших робіт була обрана схема, що представляла собою комбінацію поршневого двигуна, турбіни постійного тиску з реактивним соплом і імпульсних турбін, в яких використовувалася кінетична енергія вихлопних газів. Ця схема дозволяла отримати питому витрату палива Се=0,155-0,170 кг/л.с.ч, у той час як об'ємні схеми рухових установок найкращому випадкузабезпечували отримання величин Се=0,24-0,27 кг/л. Основні складнощі при створенні подібних двигунів були пов'язані зі створенням та доведенням системи імпульсних турбін, оскільки вихлоп за часом становив невелику частку всього циклу, гази потрапляли на робоче колесо турбіни не при постійному тиску, а при змінному, пульсаційному (звідси назва турбін). На період створення комбінованих двигунів робота подібних систембула мало вивчена, необхідно було виробити методики розрахунків та оптимізації імпульсних турбін, спроектувати їх та довести до робочого стану. До цієї роботи активно підключився колектив ЦИАМ і разом із двигунобудівними ОКБ проблема була вирішена в порівняно короткий термін.

Конкретна реалізація цієї схеми стосовно літака "85" була виконана для двох типів двигунів: для двигуна повітряного охолодження АШ-2К (що також носив позначення АШ-4К), розробки ОКБ-19 ( Головний конструкторА.Д.Швецов), та для двигуна водяного охолодження М-253К (ВД-4К), розробки ОКБ-36 (В.А.Добринін). Обидва двигуни задавалися до розробки спільною Постановою Ради Міністрів СРСР від 16 вересня. 1949 р. за N 3929-1608.

Двигун АШ-2К створювався на базі двигуна АШ-2ТК і повинен мати злітну потужність 4500 к.с. Двигун був чотирирядною 28-циліндровою зіркою повітряного охолодження, що мала комбінований наддув від ПЦН і одного турбокомпресора ТК-2 і сім турбін, що передавали енергію вихлопу безпосередньо на вал двигуна. Відпрацьовані гази використовувалися в соплі для створення реактивної тяги. Для форсування на злітному режимі застосовувалося упорскування водо-спиртової суміші. Для додаткового охолодження двигун встановлювався додатковий вентилятор, що з'їдав на великих висотах досить солідний запас потужності. Вже в 1949 р. перші досвідчені двигуни АШ-2К були зібрані і почали проходити заводські стендові випробування. На кінець березня 1950 р. три перші АШ-2К напрацювали на стенді понад 100 мото-годин. Двигуни випробовувались з ТК-2 і показали задовільні результати з надійності, потужності та економічності. Складнощі були з ТК-2, який вимагав серйозних доведень та випробувань. Роботи з нових двигунів багато в чому стримувалися відсутністю необхідного випробувального обладнання в ОКБ-19 (теж саме було справедливо і для ОКБ-36), особливо це стосувалося обладнання для відпрацювання нових агрегатів: ТК та імпульсних турбін. У 1950 р. двигун був встановлений на одній із літаючих лабораторій Ту4ЛЛ, на якій раніше проходили випробування АШ-2ТК. Досвідчений двигун встановлювався замість одного штатного АШ-73ТК. У другій половині 1950 р Ту-4ЛЛ з АШ-2К почав літати та виконувати програму випробувань та доведення нового двигуна. Ці випробування затягнулися і перейшли на 1951 р., двигун на випробуваннях перегрівався, часто відмовляв і не був у термін підготовлений для проведення Державних льотних випробувань у складі літака "85", почався довготривалий періодйого доведення і доробок. Через це АШ-2К так і не влучив у літак "85". Перша машина "85/1" почала літати з ВД-4К і закінчила випробування з ним, друга "85/2" мала проходити випробування з АШ-2К, але до літа 1951 р. двигун так і не був доведений до кондиції і "дублер" також відлітав з ВД-4К. У листопаді 1951 р роботи по літаку почали згортати, до цього моменту АШ-2К можна було ставити на літак "85", але це в нових умовах втратив актуальність. Слід зазначити, що ОКБ А.Н.Туполєва під час проектування "85-ой" природно робило ставку на АШ-2К, оскільки його заявлені дані були вищими ніж у ВД-4К. Другий тип двигуна розглядався, як резервний підстраховий, тому при опрацюванні проекту, технічної документації та виготовленні літаків у їх конструкції враховувалася можливість використання обох типів двигунів. Істотним специфічним недоліком АШ-2К, як потужного висотного двигуна, була його система повітряного охолодження, хоча вона була і легша і живучіша ніж рідинна, але вона на великих висотах і для великих потужностейз'їдала великий відсотоквироблюваної потужності. За даними ЦИАМ, зі збільшенням висотності двигунів подібного класу починаючи з висот 11000-12000 м починалося різке підвищенняпотужності, що витрачається на охолодження, і на висоті 15000 м вона дорівнювала половині потужності двигуна. Для порівняння, аналогічний двигун з рідинним охолодженнямна розрахунковій висоті 18000 м, забирав на цілі охолодження трохи більше 5% потужності двигуна. Двигун АШ-2К знаходився в малій серії до 1952 р, літав тільки на лабораторії, що літає, проте увійшов в історію авіаційного двигунобудуванняяк найпотужніший реалізований у світі поршневий двигун, виконаний в одному агрегаті. Двигун АШ-2К мав такі дані:

Робочий об'єм, л – 82,4;

Маса сухого двигуна, кг-2550; Злітний режим

Потужність, л.с – 4500;

Число оборотів, об / хв - 2800;

Наддув, мм.рт.ст - 1430; Номінальний режим

Потужність, л.с – 3700;

Число оборотів, об/хв - 2400;

Наддув, мм.рт.ст – 1150;

Розрахункова висота, м – 10600;

Питома витрата палива на крейсерському режимі, кг/л.с.год – 0,19;

Історія комбінованого двигуна ВД-4К не зовсім звичайна і сягає своїм корінням в довоєнний період. Справа в тому, що створювати його почали не в спеціалізованому авіадвигунобудівному КБ, а на одній із кафедр МАІ. Наприкінці 1938 р. тодішній Нарком авіаційної промисловості М.М.Каганович, незадовго до свого арешту, запропонував завідувачу кафедри "Конструкція авіадвигунів" Г.С.Скубачевському зайнятися проектуванням нового авіаційного двигуна. Зазвичай параметри нової розробкив галузі двигунобудування вибираються на основі тривалого аналізу тенденцій та перспективних потреб власного літакобудування, а також стану аналогічних галузей техніки за кордоном. М.М. Каганович, людина загалом непогана, але потрапила на посаду за свою відданість ідеям і вождям, душа номенклатурна (сьогодні директор лазні, завтра голова Авіапрому), будучи не дуже обізнаним у будь-яких тонкощах "Попереднього вибору основних параметрів на проектування", просто помножив на два дані двигуна М-105. Звідси вийшло, що новий двигун мав розвивати 2100-2300 к.с на висоті 8000 м-коду.

Г.С.Скубачевський з групою студентів та аспірантів пропрацював три варіанти компонування 24 циліндрового двигуна: Х-подібний, Н-подібний та своєрідну чотирирядну зірку з шістьма циліндрами в кожному ряду. Останній варіант виявився найвдалішим: його діаметр становив всього 1065 мм, як у М-11. Передбачалося, що для підвищення висотності буде використано тришвидкісний відцентровий нагнітач, а ККД силової установки піднімуть гвинти протиобігу.

У липні 1939 р. з'явилася постанова уряду про проектування двигуна, який отримав назву М-250. У МАІ створюється спеціальне КБ-2, комплектується воно зі студентів, аспірантів та співробітників ЦІАМ, були залучені викладачі та інших кафедр МАІ. Розгорнулися роботи з проектування і вже 1 квітня 1940 р. проект М-250 проходить комісію НДІ ВПС, приймається рішення про будівництво дослідного двигуна на заводі №16 у Воронежі. Перший запуск М-250 на стенді був зроблений у фатальний день 22 червня 1941 р. На випробуваннях двигун показав заявлену потужність 2500 к.с. Потім спарадичні роботи над двигуном за умов війни та евакуації. По-справжньому до теми повернулися в 1946 р, коли було отримано завдання на двигун потужністю 3500 к.с., для нових важких туполівських машин. ОКБ-36 в Рибінську під керівництвом В.А.Добриніна, ґрунтуючись на теоретичному та практичному заділах по М-250, у короткий термін створює двигун М-251ТК (ВД-ЗТК).

У січні 1949 р. ОКБ-36 пропонує на базі М-251ТК створити новий комбінований "двигун М-253К на максимальну потужність 4300 л.с та з питомими витратами палива на крейсерських режимах у межах 0,185 - 0,195 кг/л.с.ч. Роботи йшли в рамках проектування літака "85", теми, визначеної в той період для МАП, як найважливішої.

В основу проекту М-253К було покладено такі принципи: - мінімальні зміниу конструкції М-251ТК, що виправдовувалося високою доведеністю та надійністю вузлів та агрегатів М-251ТК, підтвердженими під час випробувань, а також малим часом відпущеним на розробку;

Максимальне використання енергії вихлопних газів з метою мінімального форсування основного поршневого двигуна з наддуву та отримання заданих витрат палива (збільшення наддуву, порівняно з М-251ТК, було здійснено на злітному режимі лише на 7%). М-253К повинен був являти собою комбіновану установку, що складається з двох силових агрегатів: - Двигуна з трьома імпульсними турбінами і турбокомпресора з регульованим реактивним соплом, які отримували енергію від вихлопних газів двигуна. Застосування імпульсних турбін дозволяло забезпечити поліпшення економічності на 10-11%, застосування потужного турбокомпресора з висотністю 11000 м., з великим ККД на всіх режимах, з використанням реакції вихлопних газів у регульованому реактивному соплі дозволяло збільшити експлуатаційну економічність5.

У вересні 1949 р. було закінчено робочий проект і розроблено креслення нових вузлів: імпульсних турбін та турбокомпресора ТК-36. У ході проектування була зменшена робота стиснення в ПЦН, застосовано впорскування доспиртової суміші для форсованих режимів. В результаті проведеної роботи ОКБ-36 вдалося отримати ефективний і надійний агрегат, основу якого становив відпрацьований поршневий двигун. Його раціональна схема, у вигляді чотирирядної шестиблочної зірки з рідинним охолодженням, дозволила створити компактну і жорстку конструкцію, що забезпечила малу питому масу та високі тактико-технічні дані. У тому ж вересні 1949 р. Постановою за №3929-1608 літаком "85" до двигуна М-253К висувалися такі основні вимоги:

Злітна потужність – 4300 к.с;

Номінальна потужність на висоті 8000-9000 м – 3200 к.с;

Питома витрата палива на режимі 0,5-0,6 номінальної потужності – 0,185-0,195 кг/л.с.ч;

Суха маса (без агрегату наддуву) – 1900 кг.

У грудні 1950 р. необхідно було пред'явити двигун на Державні 100-годинні стендові випробування. Для стендових та льотних випробувань необхідно було в короткий термін збудувати 20 екземплярів М-253К.

У січні 1950 р. був готовий перший двигун, потім було побудовано ще 23 двигуни. У червні-грудні на кількох двигунах проводяться 100-годинні заводські випробування. У грудні 1950 р М-253К разом із ТК-36 пред'являється на Державні стендові випробування, які він із позитивними результатами закінчив на початку лютого 1951 р, підтвердивши повну відповідність всіх параметрів заданим, а також надійність конструкції. Після закінчення ГІ М-253К отримує позначення ВД-4К.

A.M. Черемхін

У другій половині 1950 р ВД-4К було встановлено на лабораторію Ту-4ЛЛ, на якій раніше проходили випробування два двигуни ВД-ЗТК. До кінця 1950 р. було закінчено перший етап льотних випробувань ВД-4К на Ту-4ЛЛ. Випробовувався один досвідчений ВД4К, решта трьох були штатними АШ-73ТК. Ці роботи проводив ЛІІ та їх позитивні результати стали вагомою основою для встановлення на перший літак "85" цих двигунів. Конкуренти з ОКБ-19 зі своїм потужнішим, але "сирішим" АШ-2К до першого вильоту не встигали. Подальші випробування і доведення ВД-4К йшли в ході виконання програми спільних випробувань на літаку "85", а також випробувальних польотів Ту-4ЛЛ з ВД-4К, що паралельно тривали. На лабораторії перевірялися всі заходи щодо доробок двигуна. Це сприяло прискоренню процесу спільних випробувань. Зокрема, на Ту-4ЛЛ було відпрацьовано додатковий вентилятор у системі охолодження двигуна. Остаточно ВД-4К закріпився за літаком "85" наприкінці травня 1951 р, коли було вирішено піднімати "85" у перший політ з ВД-4К, оскільки АШ-2К все ще страждав від "дитячих хвороб". З офіційним завершенням програми створення Ту-85 поступово було згорнуто роботи з ВД-4К. Створення і льотні випробування ВД-4К стали вершиною розвитку поршневого авіаційного двигуна. Це вимагало вирішення великого кола завдань у галузі міцності та динаміки машин, теплотехніки, газової динаміки, матеріалознавства та технології виробництва.

За створення ВД-4К групі працівників ОКБ-36 і ЦИАМ було присуджено 1951 р. Сталінську премію. У тому числі були: Головний конструктор ОКБ-36 В.А.Добринин, провідні конструктора П.А. Колесов (потім Головний конструктор ОКБ-36), А.Л-.Динкін, начальник розрахунково-дослідного відділу Е.М.Бермант, старший науковий співробітник ЦІАМ АН.Барсук та ін.

Двигун ВД-4К мав такі основні дані:

Робочий об'єм, л - 59,43

Маса сухого двигуна без ТК, кг - 2065;

Габарити діаметр по двигуну, м - 1,27;

за імпульсними турбінами, м - 1,598; довжина, м – 3,020; Злітний режим

Потужність з урахуванням реактивної тяги, л.с – 4300;

Потужність без урахування реактивної тяги, л.с – 4250;

Число оборотів, об / хв - 2900;

Наддув, мм.рт.ст – 1625; Номінальний режим

Потужність, л.с – 3250;

Число оборотів, об / хв - 2700;

Наддув, мм.рт.ст - 1240;

Розрахункова висота, м – 10000;

Питома витрата палива

крейсерською

режимі, кг/л.с.ч - 0,185;

Величезну потужність, яку розвивав комбінований двигун, необхідно було з максимальним ефектомперетворити на тягу гвинта. Тому в ОКБ-120 були спроектовані два типи флюгерно-реверсивних гвинтів, що призначалися для нової силової установки: чотирилопатевий АВ-44 для двигуна М-253К і п'ятилопатевий АВ-55 для двигуна АШ-2К. Узгодження роботи всіх елементів силової установки та агрегатів двигуна вимагало створення спеціальної електронної системикерування двигунами. Для літака "85" передбачався варіант збільшення дальності польоту за допомогою встановлення крильової системи дозаправки паливом у польоті від однотипного літака-заправника.

Другим найважливішим напрямом робіт із забезпечення отримання необхідних даних літака "85", поряд із удосконаленням силової установки, стало вдосконалення його аеродинаміки та заходи щодо підвищення вагової віддачі. Основні заходи були спрямовані на вдосконалення аеродинаміки та конструкції крила. Робота з нової компонування крила була проведена спільно з ЦАГІ. У період з 1948 по 1951 рр. аеродинамічних трубахЦАГИ Т-101 та Т-102 проведено велику кількість продувок різних моделей літака "85". Вже до початку 1949 р ЦАГІ, на підставі продувок двох моделей М-85 і М-64/85 (модель літака "85" з крилом від Ту-64 та мотогондолами під АШ-2К) зміг надати ОКБ О.М.Туполєва основні характеристики для аеродинамічного розрахунку попередньої оцінки стійкості та керованості натурного літака. Надалі в ЦАГІ проводилися аеродинамічні дослідження на моделях Ту-85 щодо оцінки роботи різних варіантівмеханізації крила (закрилків) та поведінки літака на різних режимах. В результаті проведених досліджень літак "85" отримав одне з найкращих за своїми аеродинамічних характеристик крило з застосовувалися на літаках з прямим крилом.

Крило складалося з центроплана, що займав 20% розмаху крила та трапецеподібних консолей. Крило геометрично плоске. Центроплан у відсутності поперечного " V " , а консолей воно становило кут рівний 3°. Подовження крила дорівнювало 11,745, звуження 2,93. Крило було скомпоновано з профілів серії ЦАГІ С-5-18 біля кореня та серії ЦАГІ С-3-14 на кінцях. Консолі мали стрілоподібність по передній кромці 7,15 °. На крилі, паралельно осі фюзеляжу, встановлювалися чотири м від гон доли з максимально обтиснутими міделями. Крило мало елерони, що займали 36% розмаху крила. На літаку використовувалися ефективні злітно-посадкові висувні закрилки типу ЦАГІ. Закрилки складалися з двох чайників: одна частина на центроплані і друга на консолях крила. Для літака "85" була створена нова конструкція щілинних закрилків із прямою рейкою. Аерод і на м е ческой особливістю цих закрилків було отримання великих значень прирощень Су на малих кутах атаки, що дозволяло значно поліпшити злітні характеристики літака. Приріст підйомної сили від випуску закрилків на злітному режимі на "85-й" був такий самий як на Ту-4 при становищі закрилків у посадковому режимі. В результаті заходів щодо поліпшення аеродинаміки крила вдалося отримати для нього Кмах = 28,6 (на Ту-4 КмахЧ^бД), що стало визначальним для покращення загальної аеродинамічної скоєння літака.

Для фюзеляжу були обрані аеродинамічні рішення, перевірені на Ту-80: тіло обертання з циліндричною вставкою в середній частині і з хвостовою частиною відігнутою догори на кут 1,5°. Подовження фюзеляжу в остаточному варіанті було прийнято 13,5-

Горизонтальне оперення повторювало за своєю аеродинамічною компонуванням прийняті рішення для Ту-80. Виконувалося воно трапецеподібним, без поперечного "V", з подовженням 5,12, набиралося з профілів з відносною товщиною 11%,

Спочатку вертикальне оперення повторювало формою у плані вертикальне оперення Ту-80, але надалі перейшли на вертикальне оперення з більш плавними обводами. Подовження вертикального оперення становило 1309 і набиралося з профілів з відносною товщиною 11-12%.

Завдяки поліпшенням аеродинаміки частин літака, вдалося добитися для всього літака К мах3 * 19,5 . Сну Ту-4 KMax"»17). високих значеньДо мах зберігалося до М = 0,6.

У ході проектування конструкції крила, при обґрунтуванні його міцності, вперше вивчалися дві проблеми: розподіл навантажень по розмаху гнучкого крила при польоті в умовах маневрування, "болтанки" та визначення дійсних навантажень при грубих посадках. Роботи проводилися з ініціативи провідного прочніста ОКБ А.М.Черемухіна. Дослідження показали, що при обліку деформацій крила через перерозподіл навантажень, що виникає, розрахункові згинальні моменти зменшуються, що дозволило знизити масу його конструкції. Бомбардувальник "85" став одним із перших вітчизняних літаків, при розрахунках конструкції якого враховувався вплив деформації крила на перерозподіл розрахункового навантаження. Для зниження згинального моменту в польоті, вперше в практиці ОКБ, було запропоновано змінити порядок вироблення паливних крилових баків, таким чином, щоб паливо в останню чергу вироблялося з кінцевих консольних баків, забезпечуючи тим самим необхідне розвантаження крила в польоті.

Слід зазначити, що літаки "80" та "85" були спроектовані за оптимізованими нормами міцності, до яких підштовхнула робота з копіювання конструкції В-29. В ОКБ ці норми отримали назву "Норми Черемухіна", літаки проектувалися, вибиралися навантаження, виходили легші конструкції, а офіційно цих норм не існувало. ЦАРІ ще довго не давав дозволу на широке використання цих норм міцності і, як наслідок, з великими затримками надавав дозволи на перші вильоти важких туполівських машин. Фактично нові норми було прийнято лише на момент створення Ту-16.

Компонування фюзеляжу та розміщення екіпажу, озброєння та обладнання в "85-ій" залишалися по суті такими ж як і у літака "80", за винятком лише того, що передній і задній бомбові відсіки були подовжені для забезпечення підвіски в кожному з них по одній фугасної бомби ФАБ-9000

Кількість членів екіпажу могла бути збільшена до 12 за рахунок запровадження в передню кабіну бортового техніка. Він передбачалося запровадити додаткове робоче місце.

Система та схема оборонного стрілецько-гарматного озброєння були аналогічні літаку "80". На першому етапі в системі передбачалося використовувати тільки оптичні прицільні станції типу ПС-48, надалі для кормової установки планувалося ввести прицільну радіолокаційну станцію "Аргон" (ПРС-l). У п'яти установках попарно встановлювалися нові авіаційні гармати типу НР-23.

Шасі зберігало триоопорну схему з носовим колесом, всі стійки були обладнані спареними колесами. Передні колеса гальм не мали, всі колеса основних стійок були обладнані гальмами. У хвостовій частині фюзеляжу знизу встановлювалася запобіжна п'ята. Управління стійками шасі здійснювалось за допомогою потужних електромеханізмів, передбачався аварійний механічний привід за допомогою ручного приводу.

Система управління літаком збереглася жорсткою, без використання гідропідсилювачів. Сервісні агрегати системи керування (закрилки та тримери) приводилися в дію за допомогою електричних сервомеханізмів. У систему управління вводився покращений модернізований автопілот АП-5М.

Порівняно з Ту-4 потужність електросистеми, що розташовується, була дещо збільшена. Замість шести генераторів постійного струмуГС-9000 (ГСР-9000) на літаку "85" було встановлено вісім нових генераторів ГСР-12000, зберігався аварійний генератор ГС-5000 на ПС типу М-10, а також акумулятор 12-А-ЗО.

Для запобігання зледеніння в польоті шкарпетки крила та хвостового оперення, на відміну від літака "80", були обладнані електричною системоюобігріву. Електрообігрів використовувався для обігріву лобових частин моторних капотів, шибок кабін екіпажу. Лопаті гвинтів мали рідинну протизледенню систему.

Системи радіотехнічного, радіонавігаційного та радіозв'язкового обладнання модернізувалися і в нього вводилися найсучасніші агрегати: радіостанції IPC Б-70, РСБ-Д та РСІУ-3, переговорний пристрій СПУ-14; радіовисотоміри РВ-2 та РВ-10; автоматичний радіокомпас АРК-5; літакові частини радіонавігаційних систем "Меридіан" та "Материк" і т.д. Панорамний радіолокатор типу "Кобальт" було замінено на РЛС "Рубідій-М" ("Рубідій М-85"). Система харчування киснем спочатку базувалася на використанні ємностей з газоподібним киснем, проте, в ході проектування, на вимогу А.Н.Туполєва, була опрацьована система зі зберіганням рідкого кисню, що дозволило отримати значну економію за масами та габаритами. Ця система була встановлена ​​і випробувана на другому примірнику літака.

Модель літака п85п з АШ-2К та гвинтами АВ-55

А. Д. Переліт

Є К. Стоман

Було оновлено склад бортового фотообладнання: для контролю за результатами бомбометання та попутної фоторозвідки на літак встановлювалися для планової аерофотозйомки фотоапарати АФА-БА/40 та один з трьох аерофотоапаратів АФА-33/50 або АФА-33/75, або АФА-33/100, замість яких при нічних, польотах міг встановлюватись НАФА-ЗС/50.

Офіційно роботи з проекту наддальнього літака-бомбардувальника "85" були визначені в січні 1949 р. Тоді було випущено першу Постанову Ради Міністрів СРСР щодо літака і двигунів для нього, хоча роботи в ОКБ О.М.Туполєва та в суміжних з ним організаціях та підприємствах , Як видно нз вище викладеного, йшли починаючи з 1948 16 вересня 1949 виходить Постанова Ради Міністрів СРСР № 3929-1608 про будівництво далекого чотиримоторного бомбардувальника з двигунами АШ-2К або М-253К. Цю Постанову підтверджував Наказ МАП №740 від 19.09.49 р. У цих документах обумовлювався термін здачі першого примірника літака на Заводські льотні випробування Державної комісії у грудні 1950 р., закінчення випробувань обумовлювалося серпнем 1951 р. Літак "85" найважливіших у програмі МАП, для контролю над його проектуванням, випробуваннями і доведеннями передбачалося створення спеціальних Державних комісій із представників ВПС і промисловості. Робоче проектування літака "85" в ОКБ розпочалося у серпні 1949 р., ескізний проект було закінчено у грудні того ж року, 28.12.49 проект було направлено Головкому ВПС. Паралельно з підготовкою ескізного проекту в макетному цеху ОКБ будувався повнорозмірний дерев'яний макет літака, який разом із ескізним проектом було пред'явлено командуванню ВПС.

Попередній огляд макета представниками ВПС відбувся 20 грудня 1949 року, в огляді брало участь 37 осіб і було висловлено низку зауважень. Макетна комісія з літака засідала з 24 по 28 березня 1950 р., а ось протокол макетної комісії з літака командування ВПС затверджує лише 15 жовтня, лише після усунення більшості зауважень, частина яких, наприклад, за варіантами мінного озброєння та прицільною РЛС "Аргон" , було вирішено закрити пізніше, у міру готовності систем. 14 травня 1950 р. Постановою Ради Міністрів за N 1890-700 було затверджено практичну дальність польоту літака "85" у діапазоні 11000-13000 км. У червні 1950 р. вийшла ще одна Постанова та Наказ МАП (№2474-974 і №444), які уточнювали вимоги до літака. Як видно, роботи з "85-ої" машини постійно стояли в центрі уваги керівництва країни. У цих Постановах не тільки ставилися завдання перед ОКБ та його суміжниками, а й обумовлювалися ті заходи та засоби, якими керівництво країни забезпечувало проведення проектування, будівництва та випробувань літака. Фірмі Туполєва виділялися великі матеріальні та фінансові засоби. Саме під роботи літаком "85 була розширена і перебудована льотно-випробувальна база фірми на аеродромі ЛІІ, що стала з цього часу тієї самої туполівської ЖЛІ та ДБ, була так само побудована шосейна дорога протяжністю 6 км від Рязанського шосе до ЖЛІ та ДБ, призначена для перевезення літака "85" з Москви на базу.Туполівській фірмі були виділені додаткові, на той час дефіцитні, паливні та енергетичні ресурси.Були проведені роботи в галузі соціальної сфери: покращено медичне забезпечення, виділено додаткові путівки в санаторії та будинки відпочинку, потребуючим співробітникам було виділено житло. тивні питання, пов'язані зі станом робіт по літаку "85", постійно рос матривав на відповідних засіданнях Уряду і в колегії МАП. Усі невирішені проблеми ставилися під найжорстокіший контроль, керівних контролюючих і каральних органів. Вся робота по літаку була "прозора", у будь-який момент можна було знайти і вжити заходів до будь-якого зривного терміну керівника суміжного підприємства, зав'язаного на програму. Слід зазначити, що у вітчизняних умовах, жорстка адміністративно - командна система діяла чітко і цілеспрямовано, перемелюючи все й у своєму шляху, досягаючи поставленої мети, не зважаючи на жодні втрати і витрати. Тому підтвердження - хід робіт з атомної бомби, літака Ту-4 та багатьох інших гігантських здійснених та нездійснених проектів 30-х - 50-х років.

Робочі креслення виробництва першого літака, що у цехах дослідного заводу №156, як " замовлення 851 " , були готові у третьому кварталі 1949 р. Виробництво почало розгортатися з кінця липня 1949 р. Крім першого дослідного літака " 85/1 " , у виробництво були запущені носова та хвостова частини фюзеляжу, крило та хвостове оперення, ці агрегати призначалися для проведення статичних випробувань.

До вересня 1950 р. літак "85/1" був в основному закінчений у виробництві і 15 вересня був перевезений в ЖЛІ та ДБ. Для проведення Заводських льотних випробувань був призначений екіпаж на чолі з командиром корабля льотчиком-випробувачем А.Д. , в екіпаж входили бортінженер А.Ф.Чернов, штурман С.С.Кириченко та ін. Провідним інженером з випробувань машини був призначений Н.А.Генов, потім М.В. ної станції ОКБ (назва ЖЛІ та ДБ до початку 50-х років) Є.К.Сто-ман, у минулому один з основних учасників підготовки перельотів Чкалова та Громова на АНТ-25, а потім у роки війни начальник льотно-експериментальної групи, Доводила Ту-2 та його модифікації У ході випробувань на першому зразку літака "85" літали льотчики-випробувачі В.П, Марунов, Н.Срибко, В.І.Жданов та ін.

Загальне враження про літак "85" і те, що очікували творці та замовники від нього можна отримати з короткого інформаційного альбому, підготовленого влітку 1951 р в ОКБ А.Н.Туполєва і призначеного для демонстрації керівництву МАП і ВПС. Нижче наводимо основні витяги із цього документа.

"Далекий 4-х моторний бомбардувальник літак "85" призначений для завдання потужних ударів по стратегічних об'єктах, що знаходяться в глибокому тилу ворога.

З'єднання літаків "85" можуть бомбардувати цілі, розташовані на відстані до 5000 км від аеродромів вильоту.

Літак є суцільнометалевим монопланом з прямим крилом і однокільовим оперенням і має такі основні дані.

Розмах крила – 55,939 м;

Площа крила – 273,6 м2;

Довжина літака –39,31 м;

Висота літака – 10,58 м

Колія шасі - 9,1 м

На літаку встановлено 4 мотори М-253К із злітною потужністю по 4300 к.с, які можуть бути замінені моторами АШ2К із злітною потужністю по 4500 к.с.

Для забезпечення нормальної експлуатації на висотах літак обладнаний трьома герметичними кабінами.

Екіпаж літака складається із 11 осіб. У передній кабіні розміщені: штурман-бомбардир, штурман, два-льотчики, бортінженер, оператор радіолокатора та радист. У середній герметичній кабіні розташовані: верхній стрілок і два бортові стрілки, У кормовій герметичній кабіні знаходиться кормовий стрілок.

Бомбове навантаження - нормальне 5000 кг і максимальне 15000 - 18000 кг - розміщується у двох бомбових відсіках розташованих попереду та ззаду крила.

Для захисту від винищувачів противника на літаку встановлені 4 дистанційно-керовані стрілецькі вежі з круговим обстрілом та дистанційно-керована кормова стрілецька установка. Всі стрілецькі установки мають по 2 гармати калібру 23 мм. Таким чином, всього на літаку встановлено 10 гармат калібру 23 мм. Загальний боєзапас дорівнює 45(10 снарядів).

Літак забезпечений усім сучасним пілотажним, навігаційним радіо та радіолокаційним обладнанням, що забезпечує пілотування літака в будь-яких метеорологічних умовах, вдень і вночі та бомбометання поза видимістю мети.

Літак "85" з моторами М-253К і з моторами АШ-2К має наступні основні розрахункові льотні дані:

Підтвердити заявлені ОКБ і очікувані ВПС льотно-тактичні дані нового літака мали літні випробування.

Досвідчений літак вперше вийшов на злітну смугу аеродрому в листопаді 1950 р. 14 листопада було зроблено перше руління і підліт. 18 грудня літак був повністю підготовлений до першого польоту» але все закінчилося наступного дня другою руліжкою та підлітком, був потрібний огляд та дозвіл Державної Комісії з літака (див. ПСМ №4746-2062). Державна Комісія оглянула літак 3.01.51 і дала дозвіл на перший виліт. 9 січня 1951 р. екіпаж А.Д.Перельоту піднімає машину в перший політ, який тривав 31 хвилину і проходив з випущеними шасі. На другому польоті 12 січня літак на висоті 3000 м літав уже І годину 51 хвилину, весь політ був присвячений перевірці роботи гвинтомоторної групи.

а наступного дня перша велика відмова із заміною третього двигуна. Потім польоти були продовжені. У лютому десять днів літак стояв без ТК-36, які були зняті з літака та допрацьовувалися у ОКБ-36. Наприкінці березня проведено заміну 2-го двигуна. З кінця квітня до середини травня ОКБ-36 змінює на літаку всі двигуни і ТК на нові, доопрацьовані. У ході випробувань з'ясувалося, що ВД-4К перегрівалися при роботі на землі. ОКБ-36, на прохання ОКБ А.Н.Туполєва розробило і створило спеціальний вентилятор з планетарним приводом від редуктора двигуна. Установка нового вентилятора не зажадала серйозного втручання у конструкцію ВД-4К і дозволяла встановлювати його без знімання двигуна з літака. Як видно з перебігу випробувань, основні проблеми доставляла нова силова установка. У ході випробувань довелося замінити всі двигуни за відмовами, крім того змінювали двигуни через їхній скромний первісний ресурс. Нова система рухової автоматики, як показали випробувальні польоти, також вимагала доробок, особливо щодо усунення тривалих попередніх наземних налаштувань системи. Після всіх доопрацювань і доведень по новій гвинтомоторній групі в Акті за спільними випробуваннями з'явився запис про її задоволену роботу.

Із систем спеціального обладнання найбільше докучали відмови панорамного радіолокатора "Ру~ бідій-М". На підставі результатів випробувань НДІ-17 терміново провело модернізацію, підвищивши надійність його елементів. Нова модернізована РЛС одержала позначення "Рубідій - ММ", вона надалі була доведена до високого рівня надійності та з успіхом експлуатувалася довгі роки у різних модифікаціяхна літаках Ту-16, Ту-95, Ту-104, Ту-114, М-4 та ін.

У ході льотних випробувань літака "85/1" було відзначено відносно великі залишкові деформації консолей крила після польотів з навантаженнями близькими до експлуатаційних. Після польоту кінці крил піднімалися догори на 50 мм, що становило 2% від повного прогину в польоті, за нормами ця цифра повинна була бути не більше 5%, після впливу максимальних допустимих експлуатаційних перевантажень.

Під час проведення Заводських льотних випробувань було прийнято рішення показати досвідчений літак "85" на традиційному повітряному параді в Тушино. Літак відводилася роль флагмана повітряного параду. 8 липня 1951 р. літак "85" у супроводі винищувачів МіГ-15 пролетів на малій висоті над Тушинським полем. Літак пілотував А.Д.Переліт, на борту літака знаходився Командувач авіацією Московського військового округу В.І. Сталін.

16 липня досвідчений літак переганяється на Чкаловську, де з ним. знайомиться персонал ДК НДІ ВПС. На досвідченому літаку літав, зокрема, льотчик-випробувач, командир полку бойового застосування В.І.Жданов. В одному з випробувальних польотів на визначення максимальних швидкостей по стелях, літак потрапив у зону висхідних та низхідних потоків. Машину пілотував змішаний екіпаж МАП - ВВС, В.І. Жданов фактично врятував машину. А.Д, Переліт та інші члени екіпажу перебували в кріслах в непристебнутому становищі і, природно підкоряючись законам фізики, на якийсь час опинилися в невагомості і "спливли". Тільки В.І.Жданов, людина дисциплінована, сиділа пристебнута і міцно тримала штурвал у своїх руках. Все обійшлося благополучно – політ закінчився посадкою на аеродром.

На початку вересня 1951 р. почалася підготовка літака до наддальнього польоту, в якому мали бути отримані дані щодо максимальної практичної дальності польоту. Машина мала долетіти до полігона в Сталінграді за маршрутом Москва - Київ - Харків - Сталінград і повернутися до Москви, скинути бомбовий вантаж 5000 кг, провести ухилення маршрутом від винищувачів-перехоплювачів. 12 вересня 1951 р. о 7 годині 15 хвилин екіпаж А.Д. Переліт з аеродрому І пішов на літаку "85/1" в далекий випробувальний політ. Політ відбувався на висотах 3000 - 6000 і 8000 м-коду, в районі Сталінграда з висоти 6000 м-коду було виконано бомбометання в умовах хмарності 12 бомбами загальною масою 5000 кг. Над метою літак був за 14 годин 15 хвилин після старту. 13 вересня о 3 годині 57 хвилин літак здійснив посадку на аеродромі ЛІІ. Під час польоту проводився відстріл з бортового гарматного озброєння. Загальна тривалість польоту становила 20 год. 38 хв. Літак пролетів 9020 км, після посадки в його паливних баках з урахуванням несливаемого залишку залишалося паливо, якого вистачило б ще на кілька сотень кілометрів. На підставі результатів цього польоту було визначено розрахунковим шляхом максимальна дальність польоту при злітній масі 107225 кг, при якій проводився цей політ, та середньої швидкості 475 км/год, вона дорівнювала 12018 км. Основної мети було досягнуто: США стали досяжними з авіабаз, розташованих на території СРСР!

Літні випробування літака "85/1" були закінчені 20 жовтня 1951 року, всього було виконано 59 польотів, загальною тривалістю 142 ч.16 хв. Випробування пройшли без особливих неприємностей. Надалі перший дослідний літак "85/1" використовувався для відпрацювання спецобладнання.

У звіті з випробувань далекого бомбардувальника Ту-85 №1 ("85/1"), затвердженого керівництвом МАП 14.12.51 р, констатувалося: "… Літно-тактичні дані літака Ту-85 повністю відповідають вимогам, встановленим Постановою Ради Міністрів СРСР від 16.09.49 р. №3929-1608…".

Трирічна робота зі створення першого вітчизняного міжконтинентального бомбардувальника закінчилася першим успіхом: літак міг літати на дальність 12 000 км.

Хід випробувань і доведення літака "85" і його систем були під пильною увагою керівництва галузі і країни і всі проблеми, що виникали, негайно доводилися до керівництва.

Навесні 1951 міністр авіаційної промисловості М.В. Хруніч доповідав тодішньому міністру оборони СРСР Н.А.Булганіну:

Станом на 20 травня цього року (1951 рік) М-253К успішно пройшов державні стендові випробування та льотні випробування на літаку Ту-4, напрацювавши на ньому близько 100 годин. більше 50 годин, включаючи польоти на висоті 10000 м.

По АШ-2К ... технічні труднощі, складність конструкції, великий обсяг довідкових робіт і усунення дефектів по цьому мотору не дали можливості т. Швецов пред'явити його на державні випробування у встановлені терміни.

З метою забезпечення своєчасної передачі другого екземпляра Ту-85 урядової комісії на льотні випробування, а також у зв'язку з підготовкою до повітряного параду двох екземплярів літака Ту-85, нами організовано роботи з обладнання та другого екземпляра літака двигунами М-253К.

За результатами держвипробувань двигуна АШ-2К, які можуть бути проведені в серпні цього року, нами буде переобладнаний один із літаків Ту-85 двигунами Швецова і льотні випробування будуть продовжені".

В. П. Марунов

Хоча перший літак у ході випробувань показав міжконтинентальну дальність польоту, технічні проблеми щодо двигуна, деяких літакових систем, обладнання та озброєння, а також конструкції самого літака вимагали подальших доробок. По ВД-4К при польотах на висотах зіткнулися з помпажем турбокомпресорів. Гарматна система озброєння першою машині фактично перебувала у неробочому стані. Система протизаледеніння не забезпечувала політ в умовах зледеніння. Малий бортовий запас кисню обмежував час перебування екіпажу великих висотах. Літак на момент випробувань першої машини ще не пройшов у повному обсязі статичних випробувань, плюс великі зазначені деформації конструкції, змусили знизити експлуатаційне навантаження з 2,3 до 1,88, що ставило під питання досягнення максимальних дальностей польоту зі злітними масами 105000-107000 кг. У ході льотних випробовувань була виявлена ​​недостатня поздовжня стійкість і керованість літака і т. д. Усі виявлені недоробки повинні були бути враховані при будівництві другої машини - літака "85/2".

Ще в листопаді 1950 р., до початку повномасштабних Заводських льотних випробувань літака "85/1", було прийнято рішення щодо другого примірника літака, який мав стати еталоном для серії. Одночасно вживалися організаційні заходи щодо проведення Державних випробувань. У Постанові Ради Міністрів СРСР № 4764-2062 від 28.11.50 р. говорилося:

пред'явити Урядовій комісії у грудні 1950 р. відповідно до ПСМ від 16.09.50 р. на льотні Заводські та Державні випробування перший екземпляр далекого бомбардувальника з моторами Добриніна

Прискорити закінчення робіт з другого примірника цього літака та здати його Урядовій комісії нальотні випробування у червні 1951 р. з моторами конструкції Швецова

Призначити Урядову комісію (до її складу, зокрема, було запроваджено:

С.І.Руденко - 1-ий Заст. Головкома ВПС, П.В.Дементьєв - 1-ий Заступник, міністра МАП, А.С.Благовіщенський -Начальник ДК НДІ ВПС, А.М.Туполєв - Головний конструктор, А.Д.Швецов - Головний конструктор, В.А. Добринін)

Комісії доручалося провести випробування першого екземпляра літака з моторами Добриніна до 1 серпня 1951 р. та другого екземпляра з моторами Швецова до 1 жовтня 1951 р. та про результати випробувань доповісти Раді Міністрів СРСР, зазначені випробування провести за програмою затвердженої Військовим Міністром СРСР та Міністром Авіаційної промисловості.

Заводу №18 закінчити підготовчі роботидо 1.8.51 та розпочати серійне виробництво у липні 1952 р.*

Туполєву здати до 1 січня 1951 р. на серійний завод креслення планера та основні плази літака, повний комплект креслень літака передати до 15 квітня 1951 р.

Дозволити МАП продовжити на 3 місяці терміни наступними літаками: Ту-4 з ТВД (літак "94"), затвердженим ПСМ №3653-1519 від 28.08.50 і двомоторним реактивним бомбардувальником "88"…"

Другий екземпляр літака "85" ("85/2"), "замовлення 852" було запущено у виробництво на дослідному заводі№156 15 липня 1950 р і перебував у виробництві заводі остаточно квітня 1951 р. Під час виробництва другий екземпляр постійно допрацьовувався виходячи з матеріалів випробувань першого екземпляра " 85/ Г\ Літак " 85/2 " не дочекався запланованих йому двигунів АШ-2К з гвинтами АВ-55 і вийшов на льотні випробування з ВД-4К і гвинтами АВ-48, за конструкцією планера та обладнання на літаку "85/2" були виконані такі доробки.

Було зменшено величину максимального бомбового навантаження до 12000 кг. У серії передбачалося, на пропозицію А.Н.Туполєва, ліквідувати варіант підвіски бомби типу ФАБ-9000, що було розумно: літак стратегічний - зброя " Судного дня", і летіти через океан до США із звичайною фугасною бомбою калібру 9000 кг, маючи в арсеналі авіатранспортабельні ядерні боєприпаси, маса яких не перевищувала 6000 кг, було нераціонально.

Зменшено діапазон змін центрувань, що дозволило збільшити запас поздовжньої стійкості.

Змінено скління передньої кабіни: всі одинарні стекла замінені на подвійні, за винятком скла кватирки штурмана, в кабіні штурмана на лівому борту між шпангоутами 1 і 1а встановлена ​​кватирка, що відкривається.

Управління тримера керма висоти зроблено тросовим замість електромеханічного.

Бомболюки подовжені на 50 мм. У нижній обшивці фюзеляжу між шпангоутами 26 та 33 зроблено додаткові люки: центральний для власників освітлювальних бомб ЦО-САБ та бічні для допоміжного обладнання.

Збільшено ліхтар кормової кабіни та змінено його обводи для покращення огляду та обстрілу, зверху кабіни встановлено обтічник антени РЛС "Аргон" (станцію так і не було встановлено на літак через її - не готовність до льотних випробувань).

Площа крила було зменшено на 4,504 м2. За рахунок посилення основних елементів було переглянуто силовий набір та обрано додаткові елементипосилення крила.

Змінено конструкцію закрилків.

Змінено обтічники мотогондол внутрішніх двигунів. Площа керма напряму зменшена на 0,48 м2. через обріз нижньої частини керма під установку антени "Аргон".

Змінено систему рідинного охолодження двигунів. Встановлено автоматичну систему охолодження двигунів, задубльовану ручним керуванням. Введено електричне керуванняреверс для гвинтів АВ-48. Введено додатковий протипомпажний пристрій, пов'язаний з керуванням газом.

Доданий паливний бак на 2300 л. у підфюзеляжну частину центроплана крила (загальний максимальний запаспалива доведено до 69000 л).

Встановлено 4 кисневі балони КПЖ-30 для зберігання рідкого кисню.

Встановлено перископічний сектант. Замість РЛС "Рубідій М-85" встановлено РЛС "Рубідій ММ". Замість трьох перетворювачів типу МА-750 встановлені нові прообразователи типу ПО-4500. Додано ще один акумулятор 12-А-30. Замість агрегату ЗСУ М-10 встановлено М-ЮМ із новим генератором ГСР-5000.

У системі стрілецько-гарматного озброєння замість прицільно-обчислювального блоку ПБВ-23 встановлено блок ПС-48М. Збільшено боєзапас у верхніх, нижніх та кормових установках. Було встановлено мінно-торпедне озброєння.

Готовий другий екземпляр літака "85/2" у незакінченому вигляді було перевезено із заводу №156 до ЖЛІ та ДБ 26 квітня 1951 р., де протягом двох місяців на ньому тривали монтажні роботи.

До кінця червня літак було підготовлено до польотів. Командиром "дублера" був призначений льотчик-випробувач В.П.Марунов, який вже мав досвід польотів на "85/1" як другий пілот, другим льотчиком М.Срибко, провідним інженером по машині призначається М.М.Єгоров. Перший політ літак "85Д" здійснив 28 червня 1951 р, політ тривав 1 годину, наступного дня було здійснено другий випробувальний політ тривалістю 4 години. Потім весь липень літак стояв на землі, на ньому проводилися довідкові роботи зі стрілково-гарматного озброєння. Випробування "дублера" тривали до середини листопада, а потім були припинені із припиненням усіх робіт на тему. Усього "85/2" виконав 25 випробувальних польотів загальною тривалістю 55 год. 14 хв. У ході льотних випробувань літак проводив польоти з бомбою ФАБ-9000, перевірялася робота доопрацьованих силових установок та обладнання. Машина та всі її системи поводилися значно краще, в порівнянні з "85/1". Значно менше було відмов щодо силової установки та обладнання. Єдиною серйозною подією була вимушена посадка "дублера" 23. 08.51 на аеродром у М'ячіково на 13 хвилині після зльоту. Причиною стала відмова в системі управління триммером, через переплутування проводів живлення. В.П.Марунов насилу посадив машину на аеродром.

Схоже було, що перший радянський стратегічний міжконтинентальний бомбардувальник вдалося, випробування його просувалися успішно, до листопада по 1-ій машині програма була виконана на 95% (за даними МАП), і, тут, абсолютно несподівано для всіх рядових учасників створення літака "85 виходить Постановле-

ня Ради Міністрів СРСР №4596-2027 від 15 листопада 1951 р. Один з пунктів якого звучав, як похоронний дзвін літаком "85":

"Припинити льотні випробування літаків "85/1" та "85/2" і зняти літак "85" із серійного виробництва."

Початок кінця літака "85" відноситься до лютого 1951 р, і, як недивно, його могильником став його рідний батько - О.М. Туполєв. У своїй лютневій доповідній проекту нового швидкісного стратегічного бомбардувальника з ТВД (літак "95"), спрямованої І.В.Сталіну він зокрема писав:

"... Вийшла розмірність літака близька до побудованого нами далекому 4-х моторному бомбардувальнику - літаку "85" з чотирма моторами М-253К т.Добриніна, що зараз проходить льотні випробування…

Використання як бази конструкції літака "85" дає можливість частково зберегти конструктивні форми та використовувати ряд агрегатів, конструктивних елементів та вузлів. Одночасно це дозволяє зберегти величезну кількість суміжників, які брали участь у будівництві літака "85"…".

Пропозиція А.Н.Туполєва по літаку "95" була Сталіна прийнята, почалося попереднє проектування по новій машині. Відповідно змінюється ставлення до "85-ої" у верхніх ешелонах керівництва МАП. 30 серпня 1951 року Заступник міністра авіаційної промисловості П.В.Дементьєв доводив новий поглядМАП на літак "85" до Н.А.Булганіна:

"У зв'язку з необхідністю проведення великих довідкових робіт по літаку Ту-85 у процесі випробувань, а також неможливістю вести монтаж оснастки літака Ту-85 без зняття оснастки літака Ту-4 та зменшення випуску цих літаків на заводі №18 МАП вважаємо за доцільне:

1. До закінчення державних випробувань літака Ту-85 підготовку виробництва на заводі №18 призупинити. Виготовлене оснащення та інструмент законсервувати та зберігати на цьому заводі разом із розробленою технічною документацією.

2. Питання про продовження підготовки виробництва та серійний запуск літака Ту-85, а також про зменшення випуску літаків Ту-4 вирішити після закінчення держвипробувань літака Ту-85 та прийняття його на озброєння.

3. Випробування літака Ту-85 продовжити з метою вивчення конструктивних, виробничих та льотних особливостей літаків класу важких далеких бомбардувальників та накопичення досвіду”.

Усі роботи з випробувань та доведення двох дослідних літаків припинилися, було згорнуто підготовку до серійного виробництвана заводах №18, №22 та №23. Обидва досвідчені літаки продовжували літати в системі МАП, виконуючи різні програми льотних випробувань, пов'язаних з новими системами обладнання та із загальними проблемами створення важких літаків подібного класу, доки не скінчилися ресурси та запаси двигунів ВД4К, а також ресурси планера. Першим списали літак "85/1", а у липні 1958 року та "85/2" згідно з наказом МАП здали на металобрухт. Так закінчилася п'ятирічна епопея створення першого та останнього вітчизняного поршневого міжконтинентального стратегічного бомбардувальника.

Такий фінал був багато в чому цілком закономірний. На Заході: у США та у Великій Британії з кінця сорокових років повним ходом йшло проектування та будівництво далеких та наддальних стратегічних бомбардувальників з реактивними двигунами, швидкість яких наближалася до 950-1000 км/год, розрахованих на дальності польоту 6000-12000 км. На тлі цих проектів наш літак "85" виглядав застарілим ще до першого вильоту. Викликали сумніви здатності "85-ої" прорватися через сучасну систему ППО, яка до початку 50-х років була вже достатньо насичена навколозвуковими реактивними всепогодними винищувачами-перехоплювачами. Крім того, в найближчій перспективі ППО провідних західних країн мали отримати на озброєння надзвукові винищувачі-перехоплювачі з керованими реактивними снарядами та наземні комплекси ЗУР, поява яких різко зменшувала шанси на прорив до цілі "85-ї". Тому приймається єдино правильне рішення не розпорошувати сили на поршневий літак, що швидко, що швидко застаріває, а зосередити всі ресурси на нових стратегічних міжконтинентальних реактивних літаках Ту-95 і М-4, ЛТХ яких повинні були перебувати на рівні кращих західних розробок. Подібний підхід дозволяв нарешті наздогнати Захід за технічним рівнем авіаційних стратегічних носіїв і в найкоротший термін мав дати до рук радянського керівництва реальний інструмент стримування та нападу у тій глобальній сутичці, яка розгорнулася на нашій планеті після Другої Світової війни. (За планами кремлівського керівництва перші з'єднання нових стратегічних носіїв повинні були досягти бойової готовності вже в 1954 році, якраз на момент ядерного конфлікту, що планувався з США). Всі ці найважливіші рішеннябули прийняті до початку Корейської війни, яка мала стати за планами Кремля лише прелюдією до подальшого глобального ядерного конфлікту. Повітряні бої над Кореєю лише підтвердили правильність обраного напрямку розвитку реактивних пілотованих стратегічних носіїв. Вразливість поршневих В-29 від атак навколозвукових МіГ-15, мала ефективність їх прикриття швидкісними реактивними винищувачами, дії яких сковувалися порівняно малою швидкістюприкриваються сполук В-29, зайвий разпідтвердили необхідність різкого збільшення швидкостей бомбардувальників, що було можливо лише у разі переведення їх на реактивну тягу. Наскільки оперативно та в якому напрямку в керівництві Радянських ВПС були сприйняті перші результати зіткнень реактивних МІГ-15 з американськими В-29, можна судити з доповіді Головкому ВПС П.Ф. Жига-Рева І.В. Сталіну, який він зробив 28 лютого 1951 р. (кількість збитих В-29 на совісті П.Ф.Жигарева і його підлеглих):

"Досвід повітряних боїв у Кореї реактивних МіГ-15 з американськими літаками В-29 показує, що такого типу бомбардувальники при зустрічі з сучасними реактивними винищувачами, які мають великі швидкості польоту, стають відносно беззахисними.

Полонені американські льотчики з літака В-29 заявляють, що льотний персонал американського бомбардувальника не встигає стежити своєю рухливою зброєю за літаками МіГ-15, що атакують його, і вести по них прицільний вогонь.

Ця обставина значно полегшує літакам МіГ-15 вести атаки по бомбардувальникам В-29, зважаючи на порівняно низькі швидкості польоту останніх і, в результаті, повітряні бої між цими літаками закінчуються як правило на користь літаків МіГ-15… (Далі йде звіт з п'яти повітряних боїв в небі Кореї між МіГ-15 і В-29, причому наводяться дуже вражаючі цифри з перемог МіГ-ів над В-29:

"… збито десять американських літаків В-29 та один літак F-80. Втрат літаків МіГ-15 у цих боях не було.

Викладені вище обставини викликають тривогу, що наш вітчизняний бомбардувальник Ту-4, який має приблизно такі ж льотні дані як і В-29, у тому числі максимальну швидкість польоту до 560 км/год, у воєнний час, при діях по ворожим об'єктам, що охороняються сучасними реактивними винищувачами може виявитися відносно беззахисним.

Так само викликає тривогу, що і літні випробування, що проходить в даний час, новий чотиримоторний бомбардувальник, конструкції т.Туполєва, з дальністю 12000 км і максимальною швидкістю польоту 600 км/год, матиме, приблизно, ті ж недоліки, що і літак Ту-4 ."

Роботи на тему "85" не були марною тратою часу, вдалося чітко сформулювати та перевірити концепцію міжконтинентального стратегічного літака, відпрацювати багато елементів для майбутніх раективних важких машин. Зокрема, компонування фюзеляжу літака "85" з деякими корективами, зумовленими застосуванням стрілоподібного крила (єдиний ємний вантажовідсік), перекочувало на Ту-95. Склад обладнання Ту-95 багато в чому відповідав його молодшому побратиму. Максимально можливе розумне дотримання наступності було відмінною рисою туполівських машин, які багато в чому забезпечували успіх протягом багатьох років. Таким чином, літак "85" проклавши дорогу Ту-95, залишився в історії вітчизняної та світової авіації як останній важкий бомбардувальник із поршневими двигунами.

Крім безпосередніх робіт з проектування та будівництва досвідчених літаків "85", в ОКБ було проведено кілька досліджень, пов'язаних із літаком "85". Метою цих робіт було покращення ЛТХ вихідного проекту за збереження основних параметрів та концепції, закладених у нього.

Наприкінці 1949 була проведена робота з визначення дальності польоту літака "85" з додатковою заправкою в повітрі від літаків-заправників різного типу.

Була прийнята наступна схемапольоту з двома заправками у польоті: політ бомбардувальника від бази до зустрічі із заправником над базою останнього, спільний політ до кінця заправки, політ бомбардувальника до мети та назад до зустрічі із заправником, заправка та політ заправника та бомбардувальника до своїх баз.

При виборі типу заправника керувалися таким:

Застосування заправника "85" із злітною масою 108000 кг дає максимальну додаткову дальність;

Застосування заправника Ту-4 із злітною масою 60000 кг дає додаткову дальність удвічі меншу, ніж при застосуванні заправника "85";

Застосування заправника 75" дає додаткову дальність таку ж як Ту-4;

Застосування одночасної заправки від двох Ту-4 дає той самий результат, що і застосування одного заправника Ту-4 зі збільшеною масою злітної до 70000 кг.

З умов найпростішого розміщення додаткового палива, як найкращі, були прийняті до подальшого розгляду заправник "85" і Ту-4. На них додаткове паливо розміщувалося без серйозної переробки в бомбовідсіках (відповідно 15500 кг і 7500 кг). На літаку "85" у варіанті заправника зберігалося все оборонне озброєння, на Ту-4 знімалися нижня передня та верхня задня гарматна установка.

Граничний радіус дії літака "85" за двох заправках від однотипного літака заправника за розрахунками міг досягати 14000 км, як від літака Ту-4 - 11000 км. Порівняння заправки від одного і двох Ту-4 одночасно показали, що збільшення дальності в останньому випадку незначно і не має практичного сенсу. Значне збільшення дальності польоту в результаті застосування дозаправки паливом у польоті відкривало широкі перспективи для проведення човникових операцій, наприклад, за схемою: заправник "85", ударна операція в районі Панамського каналу, при старті бомбардувальника з бази в районі Москви і посадка на базі в Колимську.

За матеріалами досліджень було зроблено висновки:

Застосування заправки літака "85" може збільшити його практичну дальність до 22 000 км (бомбардувальник ставав глобальним ударним засобом);

Можливе застосування заправників Ту-4 та "85" без значних переробок базового літака;

Заправка у повітрі дає можливість проводити човникові операції;

Необхідна розробка спеціального обладнання для бомбардувальників і для заправників, для забезпечення самої заправки, а також точного виходу в район заправки, потрібне спеціальне тренування екіпажів на витривалість для забезпечення безвідмовної другої зустрічі та заправки.

Надалі матеріали цих досліджень були використані при роботах з дозаправки в польоті літаків Ту-16 та Ту-95.

Розглядалися варіанти збільшення швидкості літака за рахунок встановлення додаткових ТРД. Подібне технічне рішеннябуло аналогічно встановленню американцями на поршневому В-36 чотирьох додаткових ТРД.

У вересні 1949 р. опрацьовувалося питання про додаткової установкина літак "85" двох ТРД ВК-1. Розглядався літак "85" з АШ-2К (АШ-4К) із двома додатковими

ТРД типу ВК-1. Проект літака в цьому варіанті отримав позначення ОКБ "85А". Два двигуни ВК-1 встановлювалися в задніх частинах внутрішніх мотогондол, забір повітря для них здійснювався від повітрозабірників у передній кромці крила через тунелі, розташовані симетрично щодо осі моторних гондол.

На підставі проведених розрахунків для подібної модифікації було проведено оцінку покращення характеристик літака:

З'явилася можливість збільшити злітну масу значення 117500 кг;

Збільшувалася максимальна швидкість на 23% при польотній масі 95 000 кг;

Значно збільшувалася крейсерська швидкістьпольоту у районі мети, і навіть середня польотна швидкість;

Значно зменшувався час набору висоти;

Збільшилася практична стеля літака;

Але ідея з комбінованою силовою установкою для літака "85" не знайшла практичного застосування, оскільки в той момент вирішальним критерієм для літака, що проектується, була дальність, а не короткочасне збільшення швидкості, а за дальністю цей варіант навіть за попередніми розрахунками програвав базовому. Крім того, ускладнення конструкції та необхідність мати на борту дві різнорідні паливні системи: на бензині та гасі не виправдовувалися деяким підвищенням швидкості польоту.

З початком проектних робіт по літаку "95" з ТВД О.М.Туполєв та його колеги, бажаючи звести до мінімуму матеріальні та тимчасові витрати за новим проектом, а також використати по максимуму весь накопичений заділ по "85-й", розглядали можливість встановлення на нього чотири потужні ТВД.

У 1950 - 1951 рр., в рамках робіт з проектів літака "94" (Ту-4 з ТВД), а потім на ранніх етапах робіт по літаку "95" розглядалися варіанти встановлення ТВД типу ТВ-2Ф (ТВД-022Б) і ТВД -1 літак "85". Потім у січні 1952 р. О.М. Туполєв пропонує використовувати побудовані два літаки "85" під лабораторії, що літають, нових ТВД для майбутньої Ту-95.

Створення в СРСР двигунів ТВ-2 стало розвитком та реальним втіленням проектних та еспериментальних робіт німецької фірми Юнкере з ТВД. Розвитком німецьких проектів займався завод №2 в Куйбишеве роботам була залучена велика група інтернованих німецьких фахівців на чолі з Бранднером. Результатом цих робіт став двигун ТВ-2Ф (ТВД-022Б), який був радянським форсованим варіантом ЮМО-022 та проект ТВД-1, що стали першими реальними кроками до створення найпотужнішого у світі ТВД ТВ-12 (НК-12), розробленого ОКБ- 276 для Ту-95. На базі ТВ-2Ф в короткі терміни був побудований двигун - спарка 2ТВ-2Ф із злітною еквівалентною потужністю 12000 е.л.с, цей двигун, як тимчасова альтернатива ТВ-12, було встановлено на перший прототип Ту-95.

У 1950 р. ОКБ-276 вже проводили випробування першого досвідченого ТВ-022 - прямого відтворення ЮМО-022. На 100-годинних випробуваннях цей двигун показав такі дані:

Суха маса, кг………………. 1700

Злітний режим: Еквівалентна потужність,е.л.с……………….. 5114

Питома витрата палива, кг/е.л.с.ч……………0,283

Номінальний режим: Еквівалентна потужність, е.л.с………………… 4398

Питома витрата палива, кг/е.л.с.ч……………0,295

Крейсерський режим: Еквівалентна потужність,е.л.с………………… 3672

Питома витрата палива, кг/е.л.с.ч……………0,310

Варіант літака "85" з ТВД-1 міг цілком, за винятком швидкостей польоту, змагатися з проектом літака "95м. Але при безумовному виконанні вимог ПСМ до Ту-95 щодо збільшення максимальних швидкостей далекого бомбардувальника до 900 - 950 км/год, і відповідно крейсерських до 750-800 км/год, був потрібний перехід до стрілоподібного крила в поєднанні з ТРД або ТВД, що і було здійснено в ряді попередніх проробок ОКБ, а потім реалізовано на дослідних та серійних модифікаціях Ту-95.

Останнім проектом в ОКБ, який базувався на літаку "85", став проект "504" - проект міжконтинентального човна-бом-бардувальника. Пошукові роботи по подібному літаку велися в період з 1950 по 1953 р силами Бригади проектів ОКБ і ЦАГІ.

Причини, що лежали у зверненні до міжконтинентального човна-бомбардувальника, що літає, були наступні.

Міжконтинентальні стратегічні бомбардувальники, що пророблялися в ОКБ (літак "85"), мали бойовий радіус дії 5000-6000 км, що було все-таки недостатньо для нанесення гарантованого удару по

США з урахуванням протидії ППО, маневрування на маршруті і т.д. Проблема могла бути вирішена запровадженням дозаправки паливом у польоті. Однак труднощі дозаправки літака в повітрі по дорозі назад: складність точного виходу літака-бомбардувальника і танкера в зону заправки, з урахуванням втоми екіпажу після тривалого польоту і виконання бойового завдання, а також відсутність відповідної навігаційної апаратури, навели на думку вітчизняних авіаційних фахівців і використовувати для дозаправки підводні човни-танкери, попередньо розгорнуті в акваторіях Тихого та Атлантичного Океанів. Як ударну компоненту системи було запропоновано використовувати човен, що літає, спроектований з використанням основних агрегатів літака "85". У ході проектування постало питання порівняння можливостей сухопутного та морського варіантів літака "85". Так на початку 50-х років перед ОКБ постало завдання розробки гігантського літаючого човна. Це була перша робота ОКБ з гідролітаку після п'ятнадцятирічної перерви після створення АНТ-44 (МТБ-2).

Для правильної оцінки аеродинамічних характеристик були перевірені на моделях у трубі Т-102 ЦАГІ зв'язки між геометричними формами корпусу гідролітака, були знайдені фізичні тлумачення цих залежностей. Так, наприклад, було показано, що несуча здатність днища човна (за рахунок вилиць) в два рази більше звичайного фюзеляжу, що інтерференція крила і днища практично не залежить від відстані між ними, що опір редана не залежить від кута атаки, що форма редана в плані не впливає на його аеродинамічний опір і що згладжування вилиць за реданами помітно впливає на зменшення опору. Ці залежності, поряд з вивченням вимог гідродинаміки, дозволили спільно з ЦАГІ, розробити проект корпусу човна, що відповідав вимогам і аеродинаміки та гідродинаміки.

У липні 1950 р Бригада проектів ОКБ отримує завдання розглянути проект човна, що літає, на базі літака "85", з наступними основними ЛТХ:

Політна маса, кг……………. 90000

Потужність двигунів, л.с. 4x4500

Екіпаж, чол……………………………12

Стрілково-гарматне

озброєння………………..10 х 23 мм

Максимальна швидкість на висоті 10000 м, км/год…………645

Дальність польоту

з 6000 кг бомб, км………………..8200

Попереднє проектування підтвердило, що із сухопутних літаків найближче під ці дані підходив літак "85" з двигунами АШ-2К, який і був обраний для подальших робіт як базовий. Проведені розрахунки, засновані на матеріалах гідродинамічних випробувань моделей човна, що літає, АНТ-44 і на зарубіжних матеріалах з аеродинаміки та гідродинаміки літаючих човнів, спроектованих в кінці 30-х і в 40-х роках, показали, що літаючий човен з крилом і силовими установками літака " 85" може мати задані дальності, масу і бомбове навантаження, але не може забезпечити заданої швидкості польоту, так як цієї швидкості тільки задовольняв літак "85" зі значно кращою аеродинамікою. Максимально на що можна було розраховувати, то це на швидкість 580 км/год над метою. З двигунами АШ-2К і з існуючим крилом гранична злітна маса могла дорівнювати 104000 кг, а довжина розбігу при злітній масі 90000 кг становила б 2300 м, при масі 100000 кг - 4000 м, при цьому дальність могла. Пророблялися два варіанти, що відрізнялися схемою установки крилових поплавців: у першому варіанті поплавки, за конфігурацією, що повторювали поплавці АНТ-44, встановлювалися на консолях крила і виконували не убирающимися, у другому варіанті поплавки в польоті поверталися по розмаху крила і займали місце кінцівках крила.

Перший варіант літаючого човна повинен був мати такі основні геометричні розміри:

Розмах крила, м - 56,0;

Довжина літака, м - 44,0;

Висота літака, м - 12,0

У ході робіт з проекту "504" було виконано великий обсяг робіт з різним формамреданої частини фюзеляжу, за її гідродинамічною та аеродинамічною досконалістю. Згодом ці напрацювання ЦАГІ використовувало при проектуванні човнів Бе-10 і Бе-12, що літають. У ході опрацювання проекту "504" пропонувалися проекти човна з чотирма двигунами ТВД-1, потім ТВ-12, при збереженні вихідної схеми.

Роботи за проектом "504" закінчилися в 1953 р, коли вже будувалися і випробовувалися досвідчені літаки "95", дальності польоту яких мало з лишком вистачити для польоту в США.

Вентильний двигун (ВД)

Одним з найбільш перспективних і універсальних типів електроприводів з синхронними машинами є безколекторний або безконтактний вентильний двигун, в якому регулювання швидкості і моменту здійснюється напругою, що підводиться, струмом збудження і кутом випередження включення вентилів при самоврядуванні за частотою живлення. Він має регулювальні якості машин постійного струму і надійність систем. змінного струму.

Надійність звичайного ЦД вища за надійність будь-якої іншої машини, а за вартістю вона поступається тільки асинхронною з короткозамкненим ротором. Безконтактність ЦД забезпечується як звичайним способом (за допомогою безщіткових систем збудження з випрямлячами, що обертаються), так і новими (застосуванням) постійних магнітівна роторі, кігтеподібного ротора та обмотки збудження на статорі і т.д.).

Зважаючи на простоту найбільшого поширення набули вентильні двигуни постійного (а) та змінного струму (б) з перетворювачами, що працюють у режимі джерела струму.

На відміну від частотно-регульованого приводу, у вентильному двигуні комутація тиристорів здійснюється за рахунок ЕРС двигуна(Машинна). Машинна комутація дозволяє відмовитись від високовольтних громіздких реактивних елементів в інверторі. Це значно спрощує схему та зменшує її габаритну потужність, і зрештою покращує якість перетворення енергії. Але при пуску та низьких швидкостяхвідбувається зрив комутації через відсутність чи мінімальної величини ЭРС. У вентильному двигуні постійного струму можливі такі способи запуску:

· Асинхронний;

· Зі штучною комутацією;

· З примусовою комутацією.

Перший спосіб при своїй простоті, що здається, має серйозні недоліки - пуск некерований і необхідні перемикання в силових, як правило, високовольтних ланцюгах.

Другий спосіб пуску передбачає застосування автономного інвертора, в якому використовується реактивна енергія комутуючих елементів (ємностей та дроселів). В цьому випадку помітно ускладнюється схема, збільшуються вага та вартість інвертора.

Третій спосіб пуску з примусовою комутацією здійснюється відсіканням імпульсів керуючих або циклічним переведенням випрямляча в інверторний режим на час комутації тиристорів інвертора. Цей спосіб потребує мінімальних витрат. Характерними вадамиє зменшення пускового моменту двигуна та деяке збільшення споживаної реактивної потужності.

Пуск із примусовою комутацією виконується також у схемі з некерованим випрямлячем. Інвертор у разі здійснює широтно-импульсное регулювання напруги. Цей спосіб вимагає застосування в інверторі транзисторів або тиристорів, що замикаються.

Найбільш просто проблема пуску вирішується в системі з циклоконвертором (б), в якій функції випрямлення та інвертування виконують одні і ті ж тиристори, чим досягається перетворення напруги та частоти джерела безпосередньо у напругу та частоту двигуна. Така система містить більше тиристорів, ніж перетворювач зі ланкою постійного струму, але завдяки відсутності пускових пристроїв, одноразового перетворення енергії та зменшення теплового струму тиристора вона економічна та надійна.

У схемі з циклоконвертором природна комутація здійснюється у всьому швидкісному діапазоні роботи ВД як між тиристорами у працюючих групах, так і між тиристорами однополярних груп. Останнє відбувається при збігу у часі сигналів на перемикання фаз мережі та двигуна. Машинна комутація виконується з допомогою ЕРС двигуна між тиристорами однополярних груп при частотах вище 0,1...0,15 частоти обертання двигуна.

Реверсування ВД здійснюється просто і можливо двома шляхами:

· Збільшення кута випередження більше 90 0;

· Реверсуванням двох фаз сигналів з ДПР.

Смуга пропускання комутатора ВД регулюється зміною кута випередження b 0 або b (кути між струмом і відповідно ЕРС холостого ходу та напругою машини). Існують такі способи керування комутатором ВД:

· b 0 = b 0min = f(g, q) при d=d min = const;

· b = b min = f(g) при d=d min = const,

де b0 = b + q; q - кут навантаження синхронної машини; b = g + d; g - кут комутації (враховує комутаційне перекриття фаз); d - кут запасу (враховує похибку системи управління та час відновлення замикаючих властивостей тиристорів).

При способі керування b=const кут випередження залишається постійним у всіх режимах роботи приводу та розраховується відповідно до максимальної величини навантаження. При цьому струму холостого ходу відповідає найбільше значення кута запасу (40...50°), хоча для відновлення властивостей тиристорів достатньо мати 3...5°.

Поршневий авіаційний двигун ВД-4К (М-253К).

Розробник: ОКБ-36 (м. Рибінськ)
Країна: СРСР
Початок розробки: 1949
Будівництво: 1950 р.

М-253К (ВД-4К) – радянський авіаційний двигун комбінованого типу (турбокомпаундний), виконаний за схемою зірки блоків. Двигун є 24-циліндровою блоковою зіркою (шість блоків по 4 циліндри в кожному).

Історія комбінованого двигуна ВД-4К не зовсім звичайна і сягає своїм корінням в довоєнний період. Справа в тому, що створювати його почали не в спеціалізованому авіадвигунобудівному КБ, а на одній із кафедр МАІ. Наприкінці 1938 року тодішній Нарком авіаційної промисловості М.М.Каганович запропонував завідувачу кафедри «Конструкція авіадвигунів» Г.С.Скубачевському зайнятися проектуванням нового авіаційного двигуна. Зазвичай параметри нової розробки в галузі двигунобудування вибираються на основі тривалого аналізу тенденцій та перспективних потреб власного літакобудування, а також стану аналогічних галузей техніки за кордоном. М.М.Каганович, людина загалом непогана, але потрапила на посаду за свою відданість ідеям і вождям, душа номенклатурна (сьогодні директор лазні, завтра глава Авіапрому), будучи не дуже обізнаним у будь-яких тонкощах «Попереднього вибору основних параметрів на проектування», просто помножив на два дані двигуна М-105. Звідси вийшло, що новий двигун мав розвивати потужність 2100-2300 к.с. на висоті 8000 м-коду.

Г.С.Скубачевський з групою студентів та аспірантів пропрацював три варіанти компонування 24 циліндрового двигуна: Х-подібний, Н-подібний та своєрідну чотирирядну зірку з шістьма циліндрами в кожному ряду. Останній варіант виявився вдалим: його діаметр становив всього 1065 мм, як у мотора М-11. Передбачалося, що для підвищення висотності буде використано тришвидкісний відцентровий нагнітач, а ККД силової установки піднімуть гвинти протиповороту.

У липні 1939 року з'явилася постанова уряду про проектування двигуна, який отримав назву М-250. У МАІ створюється спеціальне КБ-2, комплектується воно зі студентів, аспірантів та співробітників ЦІАМ, були залучені викладачі та інших кафедр МАІ. Розгорнулися роботи з проектування і вже 1 квітня 1940 року проект М-250 проходить комісію НДІ ВПС, приймається рішення про будівництво дослідного двигуна на заводі №16 у Воронежі. Перший запуск М-250 на стенді був зроблений у фатальний день 22 червня 1941 року. На випробуваннях двигун показав заявлену потужність 2500 л. Потім спарадичні роботи над двигуном за умов війни та евакуації. По-справжньому до теми повернулися в 1946 році, коли було отримано завдання на двигун потужністю 3500 к.с., для нових важких туполівських машин. ОКБ-36 в Рибінську під керівництвом В.А.Добриніна, ґрунтуючись на теоретичному та практичному заділах по М-250, у короткий термін створює двигун М-251ТК (ВД-3ТК).

У січні 1949 року ОКБ-36 пропонує на базі М-251ТК створити новий комбінований двигун М-253К на максимальну потужність 4300 к.с. та з питомими витратами палива на крейсерських режимах у межах 0,185 - 0,195 кг/л.с.ч. Роботи йшли в рамках проектування літака «85», теми, визначеної в той період для МАП, як найважливішої.

В основу проекту М-253К було покладено такі принципи:
- мінімальні зміни у конструкції М-251ТК, що виправдовувалося високою доведеністю та надійністю вузлів та агрегатів М-251ТК, підтвердженими під час випробувань, а також малим часом відпущеним на розробку;
— максимальне використання енергії вихлопних газів з метою мінімального форсування основного поршневого двигуна з наддуву та отримання заданих витрат палива (збільшення наддуву, порівняно з М-251ТК, було здійснено на злітному режимі лише на 7%).

М-253К повинен був представляти собою комбіновану установку, що складається з двох силових агрегатів, двигуна з трьома імпульсними турбінами і турбокомпресора з реактивним регульованим соплом, які отримували енергію від вихлопних газів двигуна. Застосування імпульсних турбін дозволяло забезпечити поліпшення економічності на 10-11%, застосування потужного турбокомпресора з висотністю 11000 м, з великим ККД на всіх режимах, з використанням реакції вихлопних газів у регульованому реактивному соплі дозволяло збільшити експлуатаційну економічність5 на 20.

У вересні 1949 року було закінчено робочий проект та розроблено креслення нових вузлів — імпульсних турбін та турбокомпресора ТК-36. У ході проектування була зменшена робота стиснення в ПЦН, застосовано впорскування доспиртової суміші для форсованих режимів. В результаті проведеної роботи ОКБ-36 вдалося отримати ефективний і надійний агрегат, основу якого становив відпрацьований поршневий двигун. Його раціональна схема, у вигляді чотирирядної шестиблочної зірки з рідинним охолодженням, дозволила створити компактну і жорстку конструкцію, що забезпечила малу питому масу та високі тактико-технічні дані.
У тому ж вересні 1949 року Постановою за № 3929-1608 літаком «85» до двигуна М-253К висувалися такі основні вимоги:
- Злітна потужність - 4300 к.с;
- Номінальна потужність на висоті 8000-9000 м - 3200 к.с;
- Питома витрата палива на режимі 0,5-0,6 номінальної потужності - 0,185-0,195 кг/л.с.ч;
- Суха маса (без агрегату наддуву) - 1900 кг.

У грудні 1950 року необхідно було пред'явити двигун на державні 100-годинні стендові випробування. Для стендових та льотних випробувань необхідно було в короткий термін збудувати 20 екземплярів М-253К.

У січні 1950 року був готовий перший двигун, потім було збудовано ще 23 двигуни. У червні-грудні на кількох двигунах проводяться 100-годинні заводські випробування. У грудні 1950 року М-253К разом із ТК-36 пред'являється на Державні стендові випробування, що він з позитивними результатами закінчив початку лютого 1951 року, підтвердивши повну відповідність всіх параметрів заданим, і навіть надійність конструкції. Після закінчення Держвипробувань М-253К отримує позначення ВД-4К.

Двигун ВД-4К.

У другій половині 1950 року ВД-4К був встановлений на лабораторію Ту-4ЛЛ, що літає. До кінця 1950 року було закінчено перший етап льотних випробувань. Випробовувався один досвідчений ВД-4К, решта трьох були штатними АШ-73ТК. Ці роботи проводив ЛІІ та їх позитивні результати стали вагомою основою для встановлення на перший літак «85» цих двигунів. Конкуренти з ОКБ-19 зі своїм потужнішим, але «сирішим» АШ-2К до першого вильоту не встигали. Подальші випробування і доведення ВД-4К йшли в ході виконання програми спільних випробувань на літаку «85», а також випробувальних польотів Ту-4ЛЛ з ВД-4К, що паралельно тривали. На лабораторії перевірялися всі заходи щодо доробок двигуна. Це сприяло прискоренню процесу спільних випробувань. Зокрема, на Ту-4ЛЛ було відпрацьовано додатковий вентилятор у системі охолодження двигуна.

Остаточно ВД-4К закріпився за літаком "85" наприкінці травня 1951 року, коли було вирішено піднімати "85" у перший політ з ВД-4К, оскільки АШ-2К все ще страждав від "дитячих хвороб". У ході доведення мотоустановки Ту-85 на ВД-4К встановили вентилятор. примусового охолодження. Потужність передавалася за допомогою одновального планетарного редуктораз вбудованою системою вентиляції двигуна на повітряний гвинт, п'ятилопатевий АВ-55 або чотирилопатевий АВ-44

З офіційним завершенням програми створення Ту-85 поступово було згорнуто роботи з ВД-4К. Створення та льотні випробування ВД-4К стали вершиною розвитку поршневого авіаційного двигунобудування. Це вимагало вирішення великого кола завдань у галузі міцності та динаміки машин, теплотехніки, газової динаміки, матеріалознавства та технології виробництва.

За створення ВД-4К групі працівників ОКБ-36 і ЦИАМ було присуджено 1951 року Сталінську премію.

Діаметр циліндрів, мм: 148
Хід поршня, мм: 144 мм
Кількість циліндрів: 24
Суха вага, кг: 2065 (без турбонагнітача)
Об'єм, л: 59,43
Потужність, к.с.: 3250/4300
Ступінь стиску: 7,0
Компресор: одноступінчастий одношвидкісний ПЦН
Система охолодження: рідинне охолодження.

Список джерел:
В.Р.Котельников. Вітчизняні авіаційні поршневі мотори.
В.Рігмант. Останні поршневі бомбардувальники.
ЦАГИ. Літакобудування СРСР 1917-1945 гг. Книга ІІ.

25.3. Вентильні двигуни

25.3.1. Вентильні двигуни серії ВД потужністю 30-132 кВт

Вентильні двигуни серії ВД потужністю 30-132 кВт з висотами осі обертання 225-315 мм призначені для приводів головного руху металорізальних верстатів з ЧПУ. У комплект поставки входить електромеханічний перетворювач (ЕМП), напівпровідниковий керований комутатор - перетворювач частоти (ПЧ), датчик положення ротора (ДПР) і тахо-генератор (ТГ).

Електромеханічний перетворювач (рис. 25.4) виконаний у зверненому виконанні (індуктор на статорі, а якір на роторі) та конструктивно уніфікований з колекторними двигунамипостійного струму серії 2П. Система збудження ЕМП – змішана. Вона складається з обмотки незалежного збудження ОВ та поздовжньої компенсаційної обмотки КО, включеної у ланку постійного струму ПЧ. Котушки обмоток незалежного збудження та компенсаційної рознесені на різноїменні полюси кожної пари. Усі типорозміри ЕМП виконані з чотириполюсним індуктором. У наконечниках полюсів розміщена мідна короткозамкнена демпферна обмотка. Ротор має 36 пазів, скошених на один зубцевий поділ. Обмотка якоря – трифазна, з'єднана в зірку з нульовим дротом. Кінці фаз та нульова точка виведені на чотири контактних кільця. Ковзний струмознімання від кілець забезпечується за допомогою металовмісних щіток, встановлених у здвоєних щіткотримачах.

Мал. 25.5. Схема з'єднання силових ланцюгів ПЧ двигуна серії ВД

Перетворювач частоти включає силову частину і систему управління. Силова частина ПЧ є випрямно-тельно-інверторним блоком з ланкою постійного струму. З ПЧ конструктивно поєднано блок живлення обмотки збудження ЕМП. Схема з'єднання ПЧ та ЕМП наведена на рис. 25.5.

Комутація вентилів ПЧ при частотах обертання ЕМП від 0 до 0,1 і ном примусова, а при частотах обертання вище 0.1 «ном природна.

Датчик положення ротора розміщений у тому ж вузлі, як і ТГ. Він є світло-фотодіодним вузол. Крім основних функцій ДПР дає інформацію про

Мал. 25.4. Конструктивна схемадвигуна серії ВД:

1 - обмотка якоря; 2 - обмотка незалежного збудження; 3 - поздовжня компенсаційна обмола; 4 - стрижні демпферної обмотки; 5 - короткозамикаючі дуги; 6 - тахогенератор та ДПР; 7 – вентилятор; 8 - контактні кільця

вугіллі повороту або про шлях (тобто виконує функцію резольвера).

Тахогенератор є серійною машиною типу ТМС-1.

Структра умовного позначення вентильного двигуна:

ВД225ГУХЛ4,

де В – вентильний; Д – двигун; 225 - висота осі обертання, мм; Г – наявність ТГ; УХЛ4 - кліматичне виконання та категорія розміщення за ГОСТ 15150-69.

Структура умовного позначення ПЧ:

ЕТУ7ЙІ-39, де Е - електропривод; Т – тиристорний;

У – уніфікований; 7 – з безколекторним двигуном; 8 - з двигуном низької напруги зі статичним перетворювачем; 39 - номінальний струм на виході ПЧ, що дорівнює 80 А.

Конструктивні виконання ЕМП за способом монтажу – IM1001, IM2001, IM20011 за ГОСТ 2479-79, спосіб охолодження – IC06 за ГОСТ 20459-75, ступінь захисту – IP44 за ГОСТ 17494-72. Ізоляція двигунів - за класом нагрівальностійкості F (ГОСТ 8865-70). Передбачено виконання ЕМП з фільтрами на всмоктувальному патрубку вентилятора типу «наїзник».

Робоче положення блоків ПЧ – вертикальне. Вони можуть бути вбудовані в нор-

Таблиця 25.22. Технічні дані вентильних двигунів серії ВД

						<ратность
Типорозмір ЕМП	Типорозмір ПЛ	льна потужність, кВт	Частота обертання, об/хв	ланці постійної	Струм фази, А	максимальної частоти
						обертання
ВД225 ГУХЛ4
ВД250 ГУХЛ4
ВД280 ГУХЛ4
ВД315 ГУХЛ4
ВД225 ГУХЛ4
ВД250 ГУХЛ4
ВД280 ГУХЛ4
ВД315 ГУХЛ4
ВД225 ГУХЛ4
ВД250 ГУХЛ4
ВД280 ГУХЛ4
ВД315 ГУХЛ4
ВД225 ГУХЛ4
ВД250 ГУХЛ4
ВД280 ГУХЛ4
ВД315 ГУХЛ4

Таблиця 25.23. Габаритні, установочно-приєднувальні розміри, мм і маса двигунів серії ВД, виконання IM1001 (рис. 25.6)

Типорозмір

двигуна

До

h

ВД225 ГУХЛ4

ВД250 ГУХЛ4

ВД280 ГУХЛ4

ВД315 ГУХЛ4

Таблиця 25.24. Габаритні та настановні

розміри, мм, перетворювачів частоти для

двигунів серії ВД

Типорозмір ЕМП	ы
ЕТУ7801-39 ЕТУ7801-41 ЕТУ7801-44			475 475 605 1215	500 500 650 1260

Примітка. Всі типи ЕМП, крім ЕТУ7801-39, мають вентилятори.

малізовані шафи одно- або двостороннього обслуговування, що використовуються у великоблочних пристроях керування електроприводами. Ступінь захисту – IP00 за ГОСТ 14254-80. Охолодження ПЧ струм 80 А - природне повітряне, але в юки 125, 250, 500 А - примусове повітряне. Номінальні значення кліматичних факторів для ЕМП та ПЛ - за ГОСТ 15150-69 та ГОСТ 15543-70:

Висота над рівнем моря, м. . . 1і(Ю

Температура навколишнього повітря, °С......... 1-40

Відносна вологість, %.

при 20 X........65

при 25 °С........SO

Технічні дані двигунів серії ВД потужністю 30-132 кВт основною виконання з частотою обертання 1000 об/хв, а також модифікацій з частотою обертання 500, 750, 1500 об/хв за збереження моменту основного виконання ькожному laoapii-ті наведено у табл. 25.22.

Живлення ПЧ серії ВД здійснюється від трифазної промислової сеш напругою 380 В і частотою 50 Гц. Номінальна напруга на виході ПЧ, тобто на якірній обмотці ЕМП. 300 В. Напруга обможи незалежного збудження 220 В.

Режим роботи ЕМП та ПЧ - S1. Вентильні електродвигуни серії ВД дотікають подвійне перевантаження по струму протягом 10 с при номінальній частоті обертання і перевантаження 1,3/ном при максимальній частоті обертання при збереженні іосюян-ства потужності. Коефіцієнт потужний: і всіх типовиконань серії ВД дорівнює 082.

Діапазон регулювання часто iu обертання вентильних електродвигунів 1: 1000, у тому числі 1:4 вгору від номінальної.

Масогабаритні показники ЕМП та ПЧ вентильних електродвигунів наведені відповідно в табл. 25.23, на рис. 25 6 та в табл. 25.24.

Мал. 25.6. Габаритні та настановно-приєднувальні розміри ЕМП серії ВД

25.3.2. Вентильні двигуни серії ВД потужністю 200-3150 кВт

Вентильні двигуни серії ВД потужністю 200 - 3150 кВт з низькою частотою обертання призначені для роботи в регульованих електроприводах хімічного та млина, шахтного підйому, бурових установок, насосів, вентиляторів та ін.

Таблиця 25.25. Шкала потужностей низькошвидкісних двигунів серії ВД

Укомплект низькошвидкісного вентильного двигуна серії ВД входять електромеханічний перетворювач (ЕМП), перетворювач частоти (ПЧ), датчик положення ротора (ДПР), тахогенератор (ТГ) та система живлення обмотки збудження (рис. 25.7).

Двигуни класифікуються за габаритами, корисною потужністю та максимальною частотою обертання відповідно до табл. 25.25. Підбір відповідного типорозміру ПЛ здійснюється за корисною потужністю ЕМП.

Електромеханічний перетворювач низькошвидкісної серії ВД конструктивно уніфікований із серійними синхронними двигунами. Трифазна обмотка якоря розміщена на статорі, обмотка збудження - на роторі. У наконечниках полюсів індуктора розміщена демпферна обмотка. Живлення обмотки збудження може бути здійснено двома способами. За першим способом (показаним на рис. 25.7) система

Таблиця 25.26. Габаритні, установочно-приєднувальні розміри, мм, та маса електромеханічних перетворювачів вентильних двигунів серії ВД (типорозміри

ВД800 - ВД1600)

Типорозмір	Максимальна частота обертання, об/хв
двигуна
ВД8005 ВД800М ВД800Ь BfllOOOS ВДЮООМ Bfll250S ВД1250М ВД1250Ь ВД16008 ВД1600М ВД1600Ь

Типорозмір ЕМП											маса, кг

Мал. 25.7. Структурна схема низькошвидкісного двигуна серії ВД

є повністю безконтактною. Напруга живлення надходить на тиристорний блок системи збудження БСВ,який дозволяє отримувати на виході регульовану трифазну напругу змінного струму. Воно подається на обмотку статора асинхронного трансформатора AT,потім випрямляється випрямлячем, що обертається ВВта подається на обмотку збудження ЕМП.За другим способом система живлення збудження будується на традиційному використанні ковзного струмознімання, що здійснюється за допомогою двох контактних кілець і щіток. У цьому випадку на виході БСВформують регульовану випрямлену напругу.

Електромеханічні перетворювачі типорозмірів ВД800, ВД1000 та ВД1250 виконуються зі щитовими підшипниками кочення, ЕМП типорозміру ВД1600 – зі стояковими підшипниками кочення. Ступінь захисту ЕМП-1Р44 за ГОСТ 17494-72. Спосіб охолодження - IC0541 згідно з ГОСТ 20459-75.

Габаритні та настановно-приєдна-

ні розміри ЕМП наведені в табл. 25.26.

Перетворювач частоти низькошвидкісної серії ВД включає силову частину і систему управління СУ.За своєю структурою силова частина ПЧ є безпосереднім перетворювачем частоти. Живлення ПЧ здійснюється від трифазної промислової мережі напругою 660 В та частотою 50 Гц. Підключення ПЧ до мережі здійснюється через шестиобмоточний реактор.

Синхронізація роботи тиристорів ПЧ здійснюється з допомогою ДПР. Значення кута керування вибирається таким чином, щоб забезпечити максимальний момент на валу.

Комутація струму у тиристорах кожної групи відбувається за рахунок напруги мережі. Комутація струму при перемиканні груп має двоякий характер: при пуску та розгоні - мережна, тобто за рахунок напруги мережі, а при вищих частотах обертання - змішана, з використанням ЕРС двигуна.

Таблиця 25.28. Шкала потужностей та габаритні розміри перетворювачів частоти

двигунів ВД800- ВД1600

		габаритні розміри
Типорозмір ПЛ	Потужність, кВт	(довжина х висота х	маса, кг
		х ширина), м
ТНТРВ-630-690УХЛ4
ТНТРВ-1,2к-690УХЛ4
ТНТРВ-2,0к-690УХЛ4		5,4 х 2,4 х 0,8
ТНШРВ-2,5к-690У X Л4		8,2 х 2,4 х 0,8
ТНШРВ-3,1к-690УХЛ4

Регулювання частоти обертання вентильних двигунів здійснюється в межах 0,1 - \п тах.Зміна ККД та коефіцієнта потужності при регулюванні частоти обертання відображено у табл. 25.27. При необхідності система керування забезпечується пристроями, що забезпечують електричне гальмування двигуна.

Силова частина ПЧ, а також схема живлення обмотки збудження розміщені конструктивно в стандартних шафах двостороннього обслуговування. Ступінь захисту ПЧ – IP20 за ГОСТ 14254-80. Охолодження-примусове повітряне. Габаритні розміри ПЛ наведено у табл. 25.28.

Номінальні значення кліматичних факторів для низькошвидкісних вентильних двигунів серії ВД за ГОСТ 15150-69 та ГОСТ 15543-70:

Висота над рівнем моря, м. . 1000 Температура навколишнього повітря, °С.......... 1-40

Відносна вологість при

25 °С, %.........80

25.3.3. Вентильні двигуни серії ПЧВС

Тиристорні електроприводи за схемою вентильного двигуна серії ПЧВС призначені для забезпечення пуску та регулювання частоти обертання потужних високовольтних синхронних двигунів. Структурна схема електроприводу показано на рис. 25.8, типи електроприводів, габаритні

Мал. 25.8. Структурна схема електроприводу за схемою вентильного двигуна серії

В -випрямляч; І- інвертор; СУ В -система управління випрямлячем; СУМ -система керування інвертором; ВР -вхідний реактор; СР -згладжуючий реактор; ДП- Датчик струму; ДПР-датчик положення ротора; ДФН -датчик фази ЕРС; РВ- Регулятор збудження; ТГ- тахогенератор; ПРО В -обмотка збудження

розміри силових щитів та шафи управління наведені в табл. 25.29.

Електропривод забезпечує: пуск двигуна, роботу на будь-якій заданій частоті обертання в діапазоні 0,06-1і„ ом, реверсування двигуна, рекуперативне гальмування, оптимізацію перехідних процесів шляхом автоматичного обмеження струму на рівні 1,5 - 2/ ном, автоматичну синхронізацію двигуна з мережею .

Електропривод включає ЕМП, ПЧ зі ланкою постійного струму, тиристор-ний збудник, систему управління. Як ЕМП у серії ПЧВС використані

Таблиця 25.29. Технічні та масогабаритні дані вентильних двигунів серії

ПМВС

серійно випускаються синхронні двигуни. Використання серійного двигуна за потужністю визначається його конструктивними особливостями та електричними параметрами. При номінальній частоті обертання коефіцієнт використання лежить у межах 0,8-0,9 за рахунок деякого погіршення cos ф (як правило, при роботі від інверю-ра струму з комутацією за рахунок ЕРС двигуна cos<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.

Тиристорний ПЧ складається з двох аналогічних силових модулів: випрямляча та інвертора, виконаних за трифазною бруківкою. Кожне плече - з ряду послідовних включених тиристорів з пристроями, що забезпечують рівномірний розподіл напруги між тиристорами, з пристроями індикації цілісності тиристорів та захисту при виході з експлуатації неприпустимого числа напівпровідникових приладів. До складу силового модуля входять також прилади контролю струму та напруги та КС-ланцюга, що обмежують перенапруги при комутації струму між тиристорами.

Всі типовиконання ПЧВС за потужністю забезпечуються двома базовими конструкціями силових модулів на напругу 6 та 10 кВ. Залежно від номінального струму (630, 320, 200 А) передбачено три виконання модулів з пристроїв охолодження: групове примусове, індивідуальне примусове та природне. При струмах понад 630 А виконується паралельне з'єднання перетворювачів частоти струм 630 А.

У роботі приводу розрізняють три режими: режим примусової комутації струму у фазах інвертора (режим низьких частот), режим комутації струму у фазах інвертора під дією ЕРС якоря ЕМП, режим синхронізації двигуна з мережею. Основним робочим режимом є режим комутації струму у фазах інвертора під дією ЕРС якоря ЕМП. У даному режимі імпульси, що подаються на інвертор, синхронізуються по фазі ЕРС ЕМП.

Амплітуда струму якоря визначається модулем вихідного сигналу регулятора частоти обертання і відпрацьовується замкнутою системою автоматичного регулювання струму впливом на випрямляч, що керується. Струм збудження автоматично регулюється у функції статора струму таким чином, що амплітуда комутаційної

ЕРС не залежить від струму якоря «міняючи пропорційно частоті обертання.

У режимі низьких частот обертання синхронізація імпульсів керування інвертором здійснюється логічними сигналами датчика кутового положення ротора (ДПР) щодо статора. При огсуг-схвии ДПР часюга ін'єрюру в процесі пуску, гальмування і реверсу в оголі низьких годину 1 може визначатися плавною зміною сигналу завдання частоти, в цьому варіанті електропривод працює за схемою синхронного двигуна з чаиотним управлінням.

У режимі синхронізації двшаиля з мережею частота, фаза і амплітуда напруги обмотки якоря ЕМП, що живиться від інвертора, ус»анавливаюгся рівними відповідним параметрам мережі, після чого обмотка якоря підключається до мережі, а ПЧ відключається.