Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Табл. — Самолёты фирмы «Виккерс».

На вертолётах любой схемы горизонтальный полёт осуществляется благодаря наклону несущего винта (винтов) относительно горизонта. Для увеличения скорости требуется дополнительно наклонить ось несущего винта, а это приводит к увеличению лобового сопротивления и появлению срыва потока с лопастей несущего винта. Чтобы предотвратить срыв потока или сдвинуть его на большие скорости, необходимо разгрузить несущий винт в горизонтальном полёте и освободить его от функции движителя. Разгрузить несущий винт на больших скоростях полёта позволяет небольшое крыло, включаемое в конструкцию вертолёта, а освободить его от функций движителя — воздушный винт или реактивный двигатель. Совмещение в одном летательном аппарате несущего винта, неподвижного крыла и дополнительного движителя и создает В. Такой летательный аппарат с одним несущим винтом и двумя тянущими построен в Центральном аэрогидродинамическом институте И. П. Братухиным в 1936.

Вертикальный взлёт и посадка В., как и вертолёта, осуществляются с помощью несущих винтов. После разгона и набора скорости В. летит как самолёт. На максимальной скорости полёта 75—90% полётного веса В. воспринимает крыло. На режимах взлета и посадки система управления В. аналогична вертолётной, а в режиме поступательного полета — как самолётной, так и вертолётной.

В начале 50 х гг. американская фирма «Макдоннелл» построила экспериментальный В. XV-1 с одним реактивным несущим винтом и одним толкающим винтом. В конце 50 х гг. английской фирмой «Фейри» был построен транспортный В. «Ротодайн» (см. рис.) с одним реактивным несущим и двумя тянущими винтами; взлетная масса 17,7 т. Скорость горизонтального полета превышала 300 км/ч (несущие винты работали в режиме авторотации). Серийно В. не выпускались в основном из-за малой относительной массы поднимаемого груза.

В СССР экспериментальный В. Ка-22 (рис. в табл. XXVII) был создан в 1960 по поперечной схеме с двумя несущими винтами, двумя тянущими воздушными винтами (при больших скоростях полёта на них передавалась вся мощность двух турбовальных двигателей); на К-22 было установлено 8 мировых рекордов, в том числе официально зарегистрированный для этого класса летательного аппарата мировой рекорд скорости 356 км/ч.

Лит.: Бирюлин В. И., Винтокрыл Ка-22, «Крылья Родины». 1980. №8.

В. А. Касьяников.

Транспортный винтокрыл «Ротодайн» фирмы «Фейри» (Великобритания).

До начала XX в. работы над В. л. а. и самолетами шли параллельно. Вслед за полётами самолёта братьев Райт (1903) совершил первый взлёт вертолёт (Л. и Ж. Бреге и Ш. Рише, 1907). В 1923 был создан автожир (Х. Сиерва, который конструктивно значительно проще вертолёта. Опыт, накопленный при строительстве автожиров, позволил приступить в 30 х гг. к созданию работоспособных вертолетов.

Срыв потока и вредное влияние сжимаемости на лопастях несущего винта ограничивают скорость вертолёта, поэтому начиная с 50 х гг. предпринимаются многочисленные попытки создания В. л. а., новых типов, обладающих большей скоростью и дальностью полёта.

Первыми В. л. а. нового типа были комбинированные вертолёты-винтокрылы, не нашедшие широкого применения из-за малой весовой отдачи. Более перспективными оказались преобразуемые аппараты (конвертопланы). Созданы экспериментальные варианты таких машин, а в 80 х гг. начата разработка серийных образцов. Выполнены также проектные проработки некоторых других типов В. л. а. (с останавливающимся в полёте винтом-крылом, с убирающимся винтом и др.). К особому типу В. л. а. относятся летающие платформы строившиеся в 50—60 х гг.

Винтокрылые летательные аппараты: а — автожир; б — вертолёт; в — винтокрыл; г — преобразуемый аппарат.

Вираж.

Теоретический анализ В. д. в рамках модели идеальной несжимаемой жидкости был проведён Т. Карманом (1912). Было показано, что В. д. устойчива только для вихрей с расположением их в шахматном порядке при выполнении условия h/l = 0,2809. Это условие устойчивости очень близко к экспериментальным данным при обтекании водой кругового цилиндра (h/l = 0,282) и плоской пластины (h/l = 0,306). В рамках схемы обтекания тела с образованием В. д. была получена также формула для оценки сопротивления, содержащая две неопределенные постоянные. Результаты расчётов коэффициент сопротивления по формуле Кармана с постоянными, определёнными по экспериментальным характеристикам В. д., хорошо согласуются с данными измерений; круговой цилиндр соответственно 0,91 и 0,90, пластина — 1,61 и 1,44 или 1,56 (в различных экспериментах). Н. Е. Кочин (1939) показал, что и при выполнении условия Кармана В. д. всё-таки неустойчива, и, следовательно, это условие характеризует то расположение вихрей, которое обладает наименьшей неустойчивостью по сравнению со всеми другие расположениями вихрей.

Формирование и неустойчивость вихревой дорожки при различных значениях Re: a — Re = 51, б — Re = 87, в — Re = 130.

С понятием В. п. часто приходится иметь дело в различных задачах: динамики идеальной жидкости. Например, в крыла теории само крыло конечного размаха заменяется системой вихрей присоединённых, которые обеспечивают необходимую циркуляцию скорости вокруг профиля в сечении крыла. Поскольку циркуляция скорости по размаху крыла меняется, то с каждого элемента размаха крыла {{Δ}}z сходит вихрь свободный интенсивности {{Δ}}Γ и располагается за крылом вдоль линии тока (см. рис.). В случае непрерывного изменения циркуляции образуется непрерывная свободная вихревая поверхность — В. п.

Схема процесса возникновения вихревой пелены: 1 — треугольное крыло; 2 — присоединённые вихри; 3 — линии тока, по которым движутся свободные вихри; стрелками указано направление вращения свободных вихрей в плоскости, перпендикулярной плоскости вихревой пелены (плоскость рисунка).

вихревое течение — течение жидкости или газа, в поле которого вихрь скорости {{ω}} = rotV отличен от нуля. В таком течении частицы жидкости (газа) помимо поступательного движения и деформации совершают вращательное движение с мгновенной угловой скоростью {{ω}}/2. При исследовании В. т. наряду с полем скорости V рассматривается векторное поле завихренности {{ω}}. Для более наглядного представления о вращении частиц жидкости вводится понятие вихревой линии (поверхности) как такой линии (поверхности), в каждой точке которой вектор сонаправлен по касательной к ней. Вихревую линию можно трактовать как криволинейную ось вращения расположенных на ней частиц жидкости. Часть жидкости, ограниченная вихревой поверхностью, проходящей через замкнутый контур, называется вихревой трубкой; её интенсивность определяется как поток вектора {{ω}} через поперечное сечение о вихревой трубки. В предельном случае ({{δ→}}0, {{ω→∞}}, a lim {{σω}} = Γ = const) приходим к понятию вихревой нити интенсивности Γ. Поле завихренности всегда является соленоидальным (div{{ω}} = 0), поэтому вихревые линии (трубки) не могут начинаться или оканчиваться внутри жидкости. Важной .характеристикой поля течения является циркуляция скорости по замкнутому контуру, которая, согласно теореме Дж. Стокса, равна потоку вектора {{ω}} через поверхность, опирающуюся на этот контур. Циркуляция скорости по замкнутому контуру, движущемуся вместе с жидкостью, не меняется со временем, если среда баротропна и массовые силы имеют потенциал [теорема У. Томсона (Кельвина), 1869]. В частности, отсюда следует, что если в некоторый момент времени течение является безвихревым течением (Γ = 0 по любому контуру), то оно и в последующем в этом объёме будет оставаться безвихревым. Вихревые линии (поверхности) обладают свойством сохраняемости, то есть в любой момент времени они состоят из одних и тех же частиц жидкости; интенсивность вихревой трубки постоянна по её длине и не меняется во времени (Г. Гельмгольц, 1858).

Поле завихренности по известному полю скоростей определяется путём дифференцирования ({{ω}} = rotV). Можно решить и обратную задачу: по известному полю завихренности рассчитать поле скоростей. Если жидкость на бесконечности покоится, а вектор завихренности {{ω}} равен нулю вне некоторого органического объёма {{τ}}, по границе которого нормальная составляющая {{ω}} непрерывна, то решение этой задачи имеет вид

{{формула}}

где r — радиус-вектор, проведённый из точки (х', у', z') поля завихренности в точку (х, у, z), где вычисляется вектор скорости. В частном случае вихревой нити из этой формулы получается Био — Савара формула. В общем случае, когда завихренность непрерывно распределена по всему объёму, занятому движущейся жидкостью, для исследования В. т. используются Эйлера уравнения, из которых получаются уравнения, описывающие изменение со для фиксированной частицы жидкости. Для несжимаемой жидкости при наличии потенциала массовых сил получается уравнение (Гельмгольц, 1858); d{{ω}}/dt = ({{ω▼}})V, то есть скорость изменения ω определяется быстротой изменения вектора V по направлению {{ω}} и связана с деформацией вихревых линий. Отсюда следует, что в плоскопараллельном течении вектор {{ω}}, перпендикулярный плоскости течения, сохраняется постоянным для каждой частицы жидкости. В отличие от безвихревого течения функция тока {{ψ}} описывается при этом нелинейным уравнением {{▼}}²{{ψ}} = -{{ω}}({{ψ}}); где функция {{ω}}({{ψ}}) находится из граничных условий. Упомянутые выше свойства сохранения справедливы и для В. т. идеального сжимаемого газа, если он баротропен (плотность зависит только от давления). Из теоремы Томсона следует, что в рассматриваемых течениях идеальной жидкости (газа) завихренность возникать не может, а только переносится вместе с жидкостью. Образование завихренности обычно связано с действием сил трения на границе обтекаемого тела, к которой жидкость прилипает. В сверхзвуковых течениях газа криволинейные скачки уплотнения также приводят к образованию завихренности.

Известны различные конфигурации В. г. (см. рис.): ряды плоских пластинок, устанавливаемых перпендикулярно к поверхности под некоторым углом к направлению потока (а, б), ряды клиньев (в), куполов (г), «плугов» (д) и др. В. г. обычно располагаются в предотрывной области ПС, их высота несколько превышает толщину ПС; иногда используются 2 ряда В. г. Продольные вихри, сходящие с В. г., при распространении вниз по потоку способствуют передаче кинетической энергии замедленному потоку у поверхности. В ряде случаев наиболее эффективны В. г., создающие систему продольных вихрей противоположного вращения.

Установка В. г. на крыльях приводит к увеличению максимального значения коэффициента подъёмной силы, расширению диапазона линейной зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, уменьшению сопротивления аэродинамического при больших значениях коэффициента подъёмной силы, хотя на крейсерском режиме сопротивление несколько возрастает. Установка В. г. в диффузорообразных каналах с отрывным течением приводит к уменьшению потерь полного давления и степени неравномерности потока и выходном сечении. Использование оптимальной системы В. г. позволяет существенно уменьшить длину диффузора по сравнению с обычным диффузором (см. также статью Турбулизатор).

Лит.: Гадецкий В. М., Серебрийский Я. М., Фомин В. М.. Исследование влияния генераторов вихрей на отрыв турбулентного пограничного слон, «Ученые записки ЦАГИ», 1972, т. 3, №4; Чжен П., Управление отрывом потока. пер. с англ. М., 1979.

А. С. Гиневский.

вихрь присоединенный — вихрь, положение которого фиксировано относительно обтекаемого тела. При теоретических расчётах подъёмной силы и аэродинамического сопротивления крыла, тяги воздушного винта и сопротивления его вращению крыло (лопасть винта) заменяется одним В. п. (схема несущей нити, см. Крыла теория) либо непрерывным присоединенным вихревым слоем или совокупностью дискретных В. п. (схема несущей поверхности).

Для случая стационарного обтекания тел посредством В. п. моделируется разрыв скоростей, возникающий на поверхности тела между внешними и внутренними областями, а у тонкой несущей поверхности — между верхней и нижней сторонами. В. п. вызывают местные аэродинамические нагрузки на поверхности тела, причём как при установившемся, так и при неустановившемся обтекании перепад давлений пропорционален интенсивности слоя В. п. и определяется по теореме Н. Е. Жуковского «в малом». Чтобы выполнялись все уравнения гидродинамики и поле скоростей было потенциальным, В. п. вместе с вихрями свободными, должны образовывать замкнутые системы.

Понятие «В. п.» было введено Жуковским в 1904. При разработке теории гребного винта оно позволило ему вскрыть механизм образования тяги винта, вращающегося в идеальной среде, и использовать для расчётов его характеристик математический аппарат, хорошо развитый для анализа течений идеальной жидкости.

вихрь свободный — вихрь, положение которого в потоке жидкости или газа определяется полем скоростей. Различают В. с. стационарной природы, оси которых совпадают в каждой точке с направлением потока (продольные В. с.) и В. с. нестационарной природы, оси которых не совпадают с направлением потока в данной точке (поперечные В. с.). Последние перемещаются с местной скоростью частиц среды (см. Вихревое течение). В отличие от вихрей присоединенных на В. с. не действуют аэродинамические силы.

Появление В. с. за несущими поверхностями связано с возникновением и изменением во времени аэродинамических нагрузок на эти поверхности. Вблизи, например, крыла В. с. представляют собой поверхности разрыва скоростей, которые возникают при подходе частиц среды к кромкам или стыкам поверхностей с разных частей крыла. При отрывном обтекании (см. Отрывное течение) они представляют собой границы областей, занятых срывом потока. Затем эти поверхности теряют устойчивость, распадаются и превращаются в объёмные вихревые структуры. В теоретических схемах интенсивности и положения В. с. за крылом увязываются с присоединёнными вихрями, моделирующими несущую поверхность. В силу теорем гидродинамики интенсивность вихревых нитей в идеальной среде должна сохраняться. Поэтому в стационарном случае присоединённые вихри крыла замыкаются свободными, сходящими с задних и боковых кромок. При отрывном обтекании В. с. сходят не только с задней и боковых кромок крыла, но и в тех местах, где начинается отрыв потока. Обтекание острых передних кромок и изломов поверхности потоком несжимаемой жидкости сопровождается сходом вихревых пелен, иначе здесь при повороте потока его скорость становилась бы бесконечной. На рис. 1 приведены полученные при визуализации течений В. с., сходящие с носовой части треугольного крыла (эксперимент в гидроканале; см. также рис. 3, б к статье Крыла теория). Оси всех В. с. на указанных рисунках направлены вдоль местных скоростей потока.

При неустановившемся движении (разгон, колебания крыла и т. д.) изменение циркуляции присоединённых вихрей сопровождается сходом и уносом свободных, параллельных первым, что является следствием теоремы гидродинамики о сохранении циркуляции скорости по замкнутому контуру в жидкости в любой момент времени. На рис. 2 показана схема образования системы В. с. при разгоне пластины — сворачивание пелены в вихревую спираль (начальный вихрь) за профилем. Нестационарные В. с. образуются, например, при поперечном обтекании пластины (рис. 3), когда места их схода фиксированы (верхней и нижней кромки). В. с. сходят по касательной к пластине, движутся вместе со средой и на начальном участке образуют гладкую вихревую пелену, которая далее теряет устойчивость, распадается и вновь концентрируется в вихревые комки, напоминающие протуберанцы, расположенные в шахматном порядке (см. статью Вихревая дорожка и рисунок к ней).

Нестационарные В. с. возникают и при отрыве пограничного слоя от гладкой поверхности тела, что проявляется в следе аэродинамическом за круговыми или эллиптическими цилиндрами, за шаром, а также за крылом при больших углах атаки. На рис. 4 изображён вихревой след за профилем при большом угле атаки. Он состоит из В. с., сходящих с профиля как с его задней кромки, так и в точке R отрыва пограничного слон.

Рис. 1. Визуализация носовых свободных вихрей тонкого треугольного крыла в гидроканале.

Рис. 2. Развитие нестационарного свободного вихря (начального вихря Прандтля), образующегося за пластиной в начале движения: V₀ —скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

Рис. 3. Нестационарные свободные вихри при отрывном обтекании пластины; V₀ — скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

Рис. 4. Нестационарные свободные вихри при обтекании профиля с отрывом пограничного слоя; V₀ — скорость набегающего потока. Расчёт на ЭВМ.

вихря разрушение —наблюдается в вихревых течениях, обусловленных срывом потока с передней кромки тонких крыльев при больших углах атаки (см. рис.), а также в закрученных потоках в соплах, диффузорах и камерах сгорания. В. р. происходит внезапно при некоторых значениях определяющих параметров — градиента давления вдоль оси вихря и интенсивности закрутки на внешней границе вихря. При обтекании крыльев В. р. приводит к резкому уменьшению подъёмной силы с ростом угла атаки, что связано с прекращением подсасывающего действия вихрей, создающих разрежение на верхней стороне поверхности крыла. Теоретические исследования ведутся в рамках моделей идеальной жидкости и на основании численных решений полных Навье — Стокса уравнений. Явление В. р. чрезвычайно чувствительно к внешним возмущениям, поэтому проведение измерений с помощью датчиков вблизи места разрушения может полностью изменить характер течения. В экспериментах по изучению В. р. используют лазерно-доплеровские измерители скорости, что позволяет обойти эти трудности.

Разрушение вихрей в воде (две полоски краски располагаются вдоль осей интенсивных вихрей, сходящих с кромок треугольного крыла): 1 — крыло; 2 — подкрученная жидкость в набегающем потоке; 3 — вихрь; 4 — точка разрушения вихря; 5 — область возвратного течения.

В 1938 на базе М-103 началось создание V-образного двигателя М-120 с третьим дополнительным блоком цилиндров для дальних бомбардировщиков. Его лётные испытания состоялись в 1942 на самолёте ДВБ-102 конструкции В. М. Мясищева. М-120ТК (с турбокомпрессором ТК-3) имел мощность 1340 кВт, серийно не строился.

В 1940 создан новый поршневой двигатель М-105, который значительно отличался от М-103: имел больший рабочий объём, увеличенную степень сжатия, двухскоростной центробежный нагнетатель, два выпускных клапана на цилиндр. Двигатель выпускался в модификациях М-105Р, M-105PA, М-105П, М-105ПА. У двух последних двигателей, которые предназначались для истребителей, в развале цилиндров устанавливалась пушка, стреляющая через полый выходной вал редуктора. Поршневые двигатели с жидкостным охлаждением имеют меньшие габариты по сравнению с поршневыми двигателями воздушного охлаждения, что позволяет получить лучшие лётные характеристики самолёта. Поэтому, несмотря на меньшую живучесть, они широко применялись на боевых самолётах. Двигатель М-105 и его модификации устанавливались на истребителях Як-1, Як-7, ЛаГГ-3, бомбардировщиках Ер-2, Ар-2, Пе-2, Як-4 и некоторых других самолётах.

В начале Великой Отечественной войны опытно-конструкторское бюро и завод были эвакуированы в Уфу. Быстро был налажен выпуск двигателей для фронта и начата разработка новых модификаций. Были созданы форсированные поршневые двигатели М-105РФ и М-105ПФ, которые устанавливались на истребителях Як-7, Як-9, Як-3, бомбардировщике Пе-2 и других В 1942 двигатели, разрабатываемые под руководством Климова, получили обозначение «ВК». В 1943 создан ВК-107, который имел очень высокую по тому времени теплонапряжённость, что вызвало много проблем по его доводке. 21 декабря 1944 на самолёте Як-3 с ВК-108 мощностью 1360 кВт была достигнута скорость 745 км/ч на высоте 6000 м — наибольшая для советских самолётов с поршневым двигателем. Доводка этого двигателя была закончена в конце войны, поэтому в серию он не пошёл. Всего за время Великой Отечественной войны построено более 55 тысяч самолётов с двигателями ВК. Дальнейшая работа коллектива связана с созданием реактивных двигателей. Однако ещё в 1943 для силовой установки самолётов И-250 (см. МиГ) и Су-5 был создан двигатель ВК-107Р, который представлял собой ВК-107А с отбором мощности с помощью дополнительного приводного вала на компрессорный воздушно-реактивный двигатель (ВРДК), установленный в хвостовой части самолёта. ВДРК был разработан под руководством К. В. Холщевникова. Силовая установка имела воздухозаборник в носовой части фюзеляжа, воздушный туннель под полом кабины лётчика; за кабиной установлен ВДРК с осевым компрессором, камерой сгорания и регулируемым реактивным соплом. Взлет и полёт самолёта осуществлялись при неработающем ВДРК, он мог кратковременно (до 3 мин) включаться для увеличения скорости полёта (прирост скорости составлял 90—100 км/ч).

В начале 1946 был запущен в серийное производство турбореактивный двигатель РД-10 (взлётная тяга 8,83 кН), созданный на основе трофейного германского двигателя ЮМО-004В1. Двигатель устанавливался на одном из первых советских реактивных истребителей Як-15, а также на Як-17, Як-19, Ла-150, Ла-152, Ла-154. Ла-156, Ла-160, Су-9.

В 1946 Климов возглавил ОКБ-117 в Ленинграде (позже Ленинградское НПО имени В. Я. Климова), а в 1947—1956 одновременно руководил ОКБ-45 в Москве (ныне Машиностроительное конструкторское бюро «Гранит»). С конца 1946 началось освоение производства двигателей «Дервент» и «Нин» фирмы «Роллс-Ройс», которые через короткое время пошли в серию под обозначениями РД-500 (тяга 15,6 кН. устанавливался на самолётах Як-19, Ла-168, выпускался в Москве) и РД-45 соответственно. Одновременно велись работы по созданию на базе РД-45 более мощного двигателя ВК-1 (рис. 1). В 1949 двигатель прошёл государственные испытания. ВК-1 стал первым в СССР крупносерийным турбореактивным двигателем.

По конструкции РД-45 и ВК-1 — одновальные турбореактивные двигатели с одноступенчатым центробежным двухсторонним компрессором, девятью индивидуальными трубчатыми камерами сгорания и одноступенчатой турбиной. РД-45 устанавливались на серийных самолётах МиГ-15, МиГ-15УТИ, на опытных самолётах Ла-168, Ту-12, Ла-176 и др.; ВК-1 — на серийных самолётах МиГ-15бис, МиГ-17, Ил-28, Ту-14, на опытных самолётах Ла-176, Як-50, Ла-200, Ла-200Б, Ту-82. В 1951 впервые в стране была разработана и запущена в серийное производство модификация двигателя (ВК-1Ф) с дожиганием топлива в форсажной камере (тяга на форсажном режиме 33,1 кН). ВК-1Ф устанавливался на самолете МиГ-17ПФ. Двигатель ВК-1 серийно выпускался до 1958 в СССР, Польше, Чехословакии, КНР; всего было изготовлено около 20 тысяч двигателей.

В 1947 началась разработка первого отечественного турбовинтового двигателя ВК-2 для самолётов С. В. Ильюшина и А. Н. Туполева. В 1950 двигатель прошел государственные испытания, но в серии не строился. Для ОКБ ВК-2 был первым газотурбинным двигателем с осевым компрессором. Он имел девять индивидуальных трубчатых камер сгорания, двухступенчатую турбину. Мощность на взлетном режиме 3550 кВт, удельный расход топлива 435 г/(кВт*ч), масса 1400 кг.

1952 ОКБ начинает разрабатывать первый отечественный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой ВК-3 для истребителя-перехватчика А. И. Микояна. Двигатель испытывался на стенде и в полёте на опытном истребителе. В ходе лётных испытаний в 1956 были достигнуты скорость 1960 км/ч и потолок 18000 м. По конструкции ВК-3 — одновальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой с 10-ступенчатым осевым компрессором (перепуск воздуха за турбину осуществлялся из-за второй ступени компрессора по 12 трубам), кольцевой камерой сгорания, трёхступенчатой турбиной, регулируемым створчатым смесителем, форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым соплом. Компрессор двигателя имел двухпозиционный регулируемый входной направляющий аппарат, две первые сверхзвуковые ступени из титанового сплава, регулируемый направляющий аппарат восьмой ступени. Тяга двигателя на максимальном форсированном режиме 82,8 кН, удельный расход топлива на крейсерском режиме 0,0754 кг/(Н*ч), масса 1850 кг. Серийно двигатель не строился.

В 1959 начинается проектирование малоразмерного газотурбинного двигателя со свободной турбиной ГТД-350 (рис. 2) для вертолёта Ми-2, в силовую установку которого входят два двигателя ГТД-350 и главный редуктор ВР-2 (рис. 3). Двигатель состоит из осецентробежного компрессора (семь ступеней осевых, одна центробежная), одноступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины, промежуточного редуктора. При создании ГТД-350 применены методы поузловой доводки с использованием экспериментальных установок, разработаны методики расчёта и проектирования малоразмерных лопаточных аппаратов, а также конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокооборотных роторов. В 1963 двигатель ГТД-350 прошёл государственные испытания и в 1964 передан вместе с редуктором ВР-2 в серийное производство.

В 1959—1964 в ОКБ велись работы по созданию газотурбинного двигателя со свободной турбиной ТВ2-117 (рис. 4) и редуктора ВР-8 (рис. 5) для силовой установки вертолёта Ми-8. TB2-117 имеет девятиступенчатый осевой компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами трёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. В двигателе впервые в отечественной практике применены опущенные замки турбинных лопаток для улучшения охлаждения и снижения напряжений в дисках, полки турбинных лопаток с лабиринтами для увеличения коэффициент полезного действия и снижения переменных напряжений в лопатках (демпфирование). В конструкции ТВ2-117 применён жёсткий цельноточенный ротор компрессора из титанового сплава. На двигателях ТВ2-117, ГТД-350 и всех последующих турбовальных двигателях ОКБ применена система защиты свободной турбины от раскрутки. В 1964 TB2-117 прошёл государственные испытания. С 1976 выпускается модификация ТВ2-117А.

В 1965 ОКБ начинает разрабатывать двигатель ТВЗ-117 и главные редукторы к силовым установкам для вертолётов Ми-17, Ка-32 и др. Двигатель ТВЗ-117 (рис. 6) имеет осевой двенадцатиступенчатый компрессор с регулируемыми входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами четырёх ступеней, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и двухступенчатую свободную турбину. Впервые в отечественной практике применены титановый ротор компрессора, сваренный из отдельных дисков электронно-лучевой сваркой, рабочие и направляющие лопатки компрессора из титанового сплава, полученные методом холодной вальцовки, малогабаритные контактные графитовые уплотнения масляных полостей, установлено пылезащитное устройство. В системе регулирования двигателя использованы электронные блоки. В 1972 двигатель прошёл государственные испытания. ТВЗ-117 является одним из лучших в мире по экономичности в своём классе, что достигнуто благодаря высоким коэффициент полезного действия агрегатов (коэффициент полезного действия компрессора 86%, турбины компрессора 91%, свободной турбины 94%). Двигатель выпускается большими сериями во многих модификациях (ТВ3-117М, ТВ3-117КМ, ТВ3-117МТ, ТВ3-117В, ТВ3-117ВМ, ТВ3-117ВМА, ТВ3-117ВК).

С начала 70 х гг. велась разработка двухвального турбореактивного двухконтурный двигателя с форсажной камерой РД-33 для двухдвигательной силовой установки истребителя МиГ-29 с общей выносной коробкой самолётных агрегатов, с индивидуальным для каждого двигателя сверхзвуковым регулируемым воздухозаборником. В 1984 двигатель предъявлен на государственные испытания, затем поступил в серийное производство. РД-33 состоит из четырёхступенчатого осевого компрессора низкого давления — вентилятора, девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления с поворотными входным и первыми двумя направляющими аппаратами, кольцевой прямоточной камеры сгорания, двух одноступенчатых охлаждаемых турбин — высокого и низкого давления, общей для обоих контуров форсажной камеры со стабилизацией пламени на кольцевом и радиальном стабилизаторах. В сверхзвуковом реактивном сопле регулируются критическое и выходное сечения. Обеспечивается управление гидромеханическими агрегатами на режимах ограничения параметров двигателя, при розжиге форсажа и при помпаже. Программа регулирования с температурной раскруткой по температуре воздуха на входе позволяет на дозвуковых скоростях полёта обеспечивать требуемые тяги при умеренных температураx газа перед турбиной, что повышает надежность работы двигателя. По мере повышения температуры воздуха на входе происходит интенсивный рост тяги благодаря раскрутке роторов, что важно при манёврах самолёта. Время приёмистости двигателя при переходе с малого газа на максимальный режим 3—4 с, с максимального на полный форсированный режим 2—3 с, с малого газа на полный форсированный режим 4—5 с.

РД-33 оборудован системами защиты и раннего обнаружения неисправностей, в том числе следующими: ограничения максимальной частоты вращения роторов компрессоров и максимальной температуры газа за турбиной низкого давления, противообледенительный, предупреждения и ликвидации помпажа, контроля и диагностирования работы двигателя. Предусмотрена возможность осмотра эндоскопом и проверки токовихревым методом состояния ряда деталей газовоздушного тракта в процессе эксплуатации. Двигатель отличают высокие параметры термодинамического цикла, газодинамическая устойчивость, плавное, бесступенчатое изменение тяги, высокие эксплуатационные надёжность и контролепригодность. Модульная конструкция РД-33 позволяет обеспечить восстановление двигателей в условиях эксплуатации путем крупноблочной переборки (замена повреждённых лопаток вентилятора, компрессора, турбины, других деталей и модулей в целом), что сокращает оборотный фонд двигателей, уменьшает затраты при ремонте, а также позволяет проводить тщательное диагностирование практически всех узлов, локальный ремонт и устранение повреждений. По важнейшим показателям, характеризующим эффективность использования двигателя на истребителе (темп нарастания тяги по числу М полёта, удельная масса и т. д.), РД-33 стоит в ряду лучших в своём классе.

С 1985 ОКБ разрабатывает турбовинтовые двигатели нового поколения ТВ7-117 для пассажирского самолёта местных воздушных линий Ил-114. TB7-117 имеет встроенный в него редуктор воздушного винта, шестиступенчатый осецентробежный компрессор (пять осевых ступеней и одна центробежная), противоточную кольцевую камеру сгорания, охлаждаемую двухступенчатую турбину компрессора с монокристаллическими лопатками рабочих колёс, двухступенчатую силовую турбину. Все основные узлы двигателя имеют достаточно высокие значения коэффициента полезного действия. На ТВ7-117 применена двухканальная электронная система регулирования с полной ответственностью (питание от автономного генератора). Завершение полёта может обеспечиваться также гидромеханическим ручным управлением.

Взлётная мощность двигателя поддерживается до температуры окружающего воздуха 30{{°}}С и давления 730 мм рт. ст. Двигатель отличают низкий удельный расход топлива на крейсерском режиме и высокая надёжность. Ресурс до первого капитального ремонта 6 тысяч ч, назначенный — 20 тысяч ч. Развитая система контроля работы и раннего обнаружения дефектов даёт возможность эксплуатировать двигатель по состоянию.

Рис. 1 Двигатель ВК-1

Рис. 2. Двигатель ГТД-350.

Рис. 3. Силовая установка вертолета Ми-2 с двигателями ГТД-350 и главным редуктором ВР-2.

Рис. 4. Двигатель ТВ2-117А.

Рис. 5. Силовая установка вертолёта Ми-8 с двигателями ТВ2-117А и главным редуктором ВР-8А.

Рис. 6. Двигатель ТВ3-117.

Табл. 1 — поршневые двигатели Ленинградского НПО имени В. Я. Климова

Табл. 2 — Газотурбинные двигатели Ленинградского НПО им. В. Я. Климова

Для повышения надёжности, точности и дальности В. и. объекты измерений оборудуются специальными бортовыми средствами: трассерами или импульсными лампами, функционирование которых фиксируется оптическими средствами, специальными отражателями для лазерных дальномеров, приемоответчиками для радиолокаторов, передатчиками непрерывного излучения, взаимодействующими с фазовыми пеленгаторами, и т. п.

Современные средства В. и. характеризуются многопараметричностыо (измеряются не только координаты, но и составляющие вектора скорости, разности координат и др.). многоканальностью (обеспечиваются одним средством измерения параметров одновременно несколько летательных аппаратов), большой дальностью действия, высокими точностью, надёжностью, а также степенью автоматизации, позволяющей обрабатывать данные на ЭВМ и получать параметры траектории летательного аппарата в реальном масштабе времени. Размещение средств В. и. не на земле, а на специальном самолёте — самолётном командном пункте — обеспечивает существенное расширение зоны их действия, проведение лётных испытаний летательного аппарата с измерением траектории в любых регионах страны (без создания наземной измерительной трассы).

В. и. — косвенными измерительными средствами определяются первичные параметры — составляющие векторов положения и скорости летательного аппарата (углы визирования, дальность, направляющие косинусы углов визирования, производные этих величин) — и по ним в зависимости от метода измерения траектории рассчитываются параметры траектории летательного аппарата. Метод измерения (пеленгационный, дальномерно-угломерный, дальномерный, разностно-дальномерный) выбирается в зависимости от требуемой точности получения параметров траектории и зоны испытаний. Пеленгационный метод В. и. основан на измерении направления линии визирования летательного аппарат двумя средствами, удалёнными друг от друга на расстояние, называемое базой; реализуется кинотеодолитами или фазовыми пеленгаторами. Дальномерно-угломерный метод состоит в определении с одного измерительного пункта составляющих вектора положения летательного аппарата в полярной системе координат; реализуется радиолокатором или дальномером и элекронно-оптическими средствами измерения углового положения. Дальномерный метод (или его модификация — разностно-дальномерный метод) реализуется тремя или более дальномерами, удалёнными друг от друга. Если в состав первичных параметров не входят их производные, то скорость летательного аппарата рассчитывается путём дифференцирования координат.

Точность определения параметров траектории летательного аппарата средствами В. и. зависит от инструментальной погрешности измерения первичных параметров, методов измерения траектории и от положения летательного аппарата относительно измерительных средств. Погрешность измерений координат составляет от одного до нескольких м, a погрешность измерений скорости — от долей до несколько м/с.