Защита агрегатов от перегрева

Сверхвысокие скорости длительного полета заставили решать вопросы защиты всех агрегатов от высокой температуры окружающего воздуха (300-330°С), в то время как агрегаты могли надежно работать до 250°С.

Для защиты от перегрева все двигательные приводные агрегаты размещались на одной коробке приводов, крепившейся в нижней части входного устройства двигателя. Специальный защитный контейнер из титанового листа с теплоизоляцией из базальтового волокна охватывал коробку и установленные на ней приводные и неприводные агрегаты.

Такая защита от внешнего воздействия плюс снятие тепла внутри контейнера циркулирующим топливом обеспечивали требуемый температурный режим.

Топливо и масло

Применяемые в то время топливо и масло не могли быть использованы. Их предельно допустимые температуры оказывались существенно ниже указанных в ТЗ. В связи с этим нефтехимической промышленности была поручена разработка нового синтетического масла, надежно работающего в маслосистеме двигателя при разогреве от 20°С до 350°С. Такое масло, с индексом ВТ-301, было создано.

В качестве топлива были приняты: ракетное горючее РГ-1, допускавшее нагрев до максимальной температуры 124°С и Т-6, с максимально допустимой температурой эксплуатации 180°С.

В связи с температурными ограничениями по маслу и топливу, выход за пределы которых чреват аварийными ситуациями, в систему управления в регулирования двигателя был включен агрегат перепуска топлива - АПТ-17, который:

- обеспечивал перепуск топлива из топливомасляного радиатора ФК на вход в топливный фильтр двигателя, исключая застой и перегрев топлива. После включения ФК, перепуск прекращался;

- при предельной температуре топлива на входе в двигатель увеличивалась его прокачка в самолетной топливной системе перепуском из первой ступени двигательного подкачивающего насоса (ДЦН-66А);

- при предельной температуре масла на выходе из двигателя включался перепуск топлива из форсажной секции топливомасляного радиатора в самолетный бак.

Агрегат и система перепуска топлива обеспечивали поддержание допустимого уровня температуры топлива и масла.

Двигатель РД36-41 был выполнен по одноконтурной прямоточной схеме. Он состоял из следующих основных узлов и агрегатов:

- компрессор с автоматически регулируемыми лопатками направляющих аппаратов с 1-ой по 5-ю и с 7-ой по 10-ю ступени;

- камеры сгорания трубчато-кольцевого типа;

- осевой двухступенчатой турбины с охлаждаемыми воздухом лопатками 1-ой ступени и сопловыми лопатками 1-ой и 2-ой ступеней;

- форсажной камеры с всережимным соплом, с регулированием критического и выходного сечений, обеспечивающим высокое значение коэффициента тяги на всех основных режимах работы;

- коробки приводов агрегатов;

- системы автоматического регулирования управления;

- воздушно-порохового стартера для запуска двигателя.

Двигатель был оборудован системами питания топливом и кислородом, управления и регулирования, запуска, смазки, суфлирования, зажигания, дренажа, охлаждения, антиобледенения, со всеми необходимыми приборами контроля.

Таблица 1.

Технические характеристики двигателя

Параметры Характеристики

Тяга двигателя, стендовая (Н=0; М=0) на режимах, кгс:

- максимальном 10850

- форсажном 16000

Удельный расход топлива, стендовый (Н=0; М=0) на режимах, кг/кгч:

- максимальном 0.88

- форсажном 1,9

Температура газа перед турбиной, град. С 1300

Температурные режимы планера

При длительном сверхзвуковом полете на скорости при числе М=3 на высотах 21 - 24 км элементы конструкции планера нагревается до высокой температуры. Для обеспечения работоспособности планера при длительном воздействии высоких температур в его конструкции широко использовались новые термостойкие высокопрочные металлические сплавы и новые теплостойкие неметаллические материалы. В наиболее сложных температурных условиях работает конструкция мотоотсека. При длительной работе двигателя на форсажном режиме температура на защитном экране вокруг форсажной камеры достигает 525°С, а на нижней поверхности центроплана над двигательным отсеком 310°С. Внутренние поверхности воздухозаборника и воздушного канала ввиду отсутствия излучения нагреваются так же, как и стенки гондол двигателей. Максимальная температура носовой части фюзеляжа достигает 280°С, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается до температуры 220°С, а нижняя - 230°С. Максимальная температура нижней поверхности гондолы составляет 300 - 320°С. Поверхность крыла нагревается до 220 - 230°С, при этом носки крыла нагреваются до 280°С. Температура, до которой нагревается поверхность переднего горизонтального оперения, выше, чем у крыла, и составляет 300°С.

Схема двигателя РД36-41 (Николай Гордюков)

1 - Корпус двигателя 2 - Компрессор 3 - Вал ротора 4 - Форсунки основной камеры 5 - Основная камера сгорания 6 - Турбина 7 - Форсажный топливный коллектор 8 - Форсажная камера 9 - Регулируемое сверхзвуковое сопло 10 - Створка сопла 11 - Коробка приводных агрегатов

При длительном полете нагреваются и внутренние элементы конструкции. Так, например, при полете с М=3 на высотах 20 - 24 км температура стенок лонжеронов крыла может превышать 200°С. Температура наружной поверхности остекления самолета достигала 230°С, а внутренней поверхности - 80°С. Для обеспечения работоспособности остекление фонаря было выполнено в виде двухкамерных стеклоблоков, состоящих из термостойких силикатных и органических стекол.

Максимальная температура топлива в крыльевых баках при длительном сверхзвуковом полете на скоростях, соответствующих М=3, и высотах, равных 20 - 24 км, к концу выработки достигала 60°С, в фюзеляжных баках топливо нагревалось до 50 - 100°С. Максимальная температура топлива в расходном баке доходит до 230°С.

Работы по самолету "103"

В соответствии с требованием технического задания, на борту самолета Т-4 необходимо было расположить две крылатые ракеты Х-45, что при выбранной аэродинамической компоновке самолета усложняло традиционное их размещение под крылом из-за увеличения аэродинамических нагрузок вследствие влияния мотогондолы. Это приводило к значительному увеличению веса подвесок, усложнению процесса отделения ракет от самолета и сложностям по размещению системы охлаждения ракет в тонком крыле. Учитывая перечисленные трудности, первый самолет "101" был оснащен одной ракетой, размещаемой по центру под мотогондолой.

Компоновка 2-х ракет под мотогондолой, предложенная и выполненная конструктором В.П. Терликовым, в дальнейшем нашла подтверждение своей жизнеспособности в результатах аэродинамических испытаний, выполненных в ЦАГИ конструктором Ю.А. Репревым, по отделению и исключению взаимного касания ракет при сбросе с самолета. Эта компоновка была реализована на самолете "103", предназначенном для отработки боевых задач самолета Т-4.

Размещение ракет под мотогондолой позволило расположить в переднем отсеке мотогондолы достаточно габаритные системы охлаждения ракет, а под мотогондолой и контейнеры с разведывательным оборудованием..

Данные по ракетному вооружению самолетов Т-4 и Т-4МС

Авиационная крылатая ракета Х-45

Авиационная крылатая ракета Х-45 разрабатывалась для поражения крупных морских целей, в том числе авианосцев, отдельных кораблей-ракетоносцев, радиолокационно-контрастных малоразмерных наземных целей и площадных объектов, а также работающих радиолокационных станций.