РТД-1
![]() |
авиационный турбореактивный двигатель
![]() |
Проект реактивного турбодвигателя РТД-1 с центробежным компрессором был разработан в 1938 г. А. М. Люлькой на кафедре авиадвигателей Харьковского авиационного института. Различные варианты двигателя предусматривали применение одно- и двухступенчатого центробежного компрессора с приводом от газовой турбины и реактивного сопла. Большое внимание при разработке проекта уделялось возможности скорейшего создания двигателя. С этой целью предусматривалось использование в нем узлов, уже проверенных в практике турбокомпрессостроения для поршневых двигателей, и узлов, разработанных при создании паротурбинных установок. В связи с этим была обоснована возможность получения хорошей эффективности цикла при температурах газа перед турбиной до 923 К. Обоснование возможности применения ТРД с такой сравнительно низкой температурой газа было тем более важно, что этим решалась возможность постройки работоспособной турбины при существовавших в то время материалах без применения специальных систем охлаждения.
|
|
РТД-1 предполагалось установить на скоростном истребителе ХАИ-2. Расчеты показывали, что на ХАИ-2 с двигателем РТД можно было развить скорость до 900 км/ч, что в 1,5-2 раза превышало скорости, достигнутые самолетами в 30-е годы. Мощность двигателя при скорости полета 900 км/ч составляла 800 л.с.
РД-1
авиационный турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель с осевым компрессором РД-1 (1939 г.) спроектирован А.М.Люлькой в Ленинградском конструкторском бюро, где были централизованы работы по созданию этого ТРД, и в 1940 г частично изготовлен на Кировском заводе. При проектировании и изготовлении компрессора и камеры сгорания РД-1 использовался опыт постройки паротурбинных установок.
В течение 1941 г. планировалось проведение стендовых испытаний, но с началом Великой Отечественной войны дальнейшие разработки были прекращены. Было изготовлено лишь 75% деталей и узлов. Рвзл. = 530 кгс гек = 3,2 Тг = 940 К
![]() |
![]() |
Суд.взл. = 1,43 кг/кгс.ч Не был осуществлен и проект более мощного двигателя ВРД-2 со взлетной тягой 2000 кгс.
![]() |
ТР-1
авиационный турбореактивный двигатель
Основанию ОКБ Люльки предшествовали поисковые работы по реактивным двигателям, начатые им с группой инженеров в 1937 г. в Харьковском авиационном институте и продолженные в Ленинграде на Кировском заводе и в Центральном котлотурбинном институте.
|
|
В начале Великой Отечественной войны работы были прерваны и возобновлены в лишь в 1943 г в ЦИАМ, а затем в 1944 г. в специальном отделе ТРД НИИ Наркомата авиационной промышленности. Руководителем отдела стал А.М.Люлька.
![]() |
В 1945 г. по чертежам отдела на опытном заводе изготовлен стендовый ТРД С-18 (при его разработке использовался опыт создания РД-1), который в этом же году прошел стендовые испытания. Летный вариант двигателя C-18 получил обозначение ТР-1.
24-27 февраля 1947 г двигатель ТР-1 прошел государственные испытания. Он изготавливался малой серией и предполагался для истребителей 154, Су-10, Су-11 (первый), И-211 С.М.Алексеева и И-305 (КБ А.И.Микояна), бомбардировщика Ил-22. Однако, самолеты не поднялись в воздух, поскольку двигатель тогда еще не был доведен, постоянно ломался на стендовых испытаниях.
На Ил-22 двигатели были отрегулированы на тягу 940 кгс для увеличения ресурса. Первоначальное же требование по тяге для ТР-1 составляло 1600 кгс. Ил-22 в серию не пошел и в дальнейшем использовался при создании Ил-28. Двигатель выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным восьми- ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания и одноступенчатой турбиной.
Рвзл. = 1300…1400 кгс (ТР-1)
1500 кгс (ТР-1А) Суд.взл. = 1,27…1,35 кг/кгс.ч (расчеты показывали 1,2 кг/кгс.ч) Суд.кр. = 1,29 кг/кгс.ч Gb взл. = 31,5 кг/с Як взл. = 3,16 Тг взл. = 1050 К Мдв. = 856 кг Эдв. = 856 мм Ьдв. = 3860 мм
Ресурс ТР-1 даже с пониженной тягой составлял всего около 20 часов.
![]() |
![]() |
Разрез С-18 [20] ![]() |
![]() |
Конструктивная схема ТР-1 [20]
![]() |
ТР-2/3
авиационные турбореактивные двигатели
![]() |
В 1947-48 гг. спроектирован и изготовлен более совершенный ТРД ТР-2 тягой 2500 кгс, который прошел только стендовые испытания.
В 1948-50 гг. создается ТРД ТР-3 (АЛ-3) тягой 4500 кгс. В 1950 г. он прошел Государственные испытания и предполагался к установке на опытных самолетах Ил-30 и Су-17, которые так и не поднялись в воздух.
Ресурс двигателя ТР-3 составлял 50 часов.
АЛ-5
авиационный турбореактивный двигатель
![]() |
![]() |
Двигатель АЛ-5 (иногда его называют ТР-3А) создан в 1947-53 гг. В 50-е гг. АЛ-5 был одним из самых мощных ТРД в мире. Он имел осевой семиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жесткое коническое сопло. Запуск двигателя осуществляется автономно с помощью турбостартера типа ТС. В начале 1952 г. АЛ-5 прошел летные испытания на самолете Ил-46. После
прохождения Государственных испытаний двигатель изготавливался малой серией для установки на самолеты Ил-46 и Ла-190, которые выполнили только опытные полеты и реализованы не были. Рвзл. = 5000 кгс Суд.кр. = 0,95 кг/кгс.ч Ов взл. = 95 кг/с Як взл. = 4,5 Тг взл. = 1100 К Мдв. = 1770 кг Эдв. = 1200 мм Ьдв. = 4310 мм
В марте 1953 г. было завершено изготовление двигателя второго поколения АЛ-7 тягой 6830 кгс, состоящего из де- вятиступенчатого одновального компрессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступенчатой турбины, конического нерегулируемого сопла. Он имел масляную систему закрытого типа (масло охлаждалось топливом), автономную систему запуска. Раскрутка двигателя осуществлялась турбостартером. Розжиг основного топлива в камере сгорания производился с помощью двух пусковых блоков, снабженных центробежными форсунками и искровыми свечами. На двигателе установлен всережимный гидромеханический регулятор топлива. Противообледенительная система основана на подогреве горячим воздухом (отобранным за седьмой ступенью компрессора) деталей двигателя и самолета, подверженных обледенению при эксплуатации.
|
|
lij АЛ-7 авиационный турбореактивный двигатель |
И-75Ф [99] |
Одной из главных проблем при проектировании и изготовлении АЛ-7 было создание высоконапорного компрессора. В результате был создан одноваль- ный девятиступенчатый компрессор со сверхзвуковой ступенью, имевший степень повышения давления 10. Подобных компрессоров в то время в мировой практике еще не было.
При проектировании и изготовлении теплонапряженной камеры сгорания и газовой турбины, работающей при высоких температурах с большими тепло- перепадами в одной ступени, решались вопросы стабилизации процесса горения в камере, достижения оптимального поля температур газа перед турбиной, охлаждения конструкции и др. Был разработан ряд новых конструктивных решений турбины: спицевая конструкция статора, соединение вала с диском с помощью радиальных штифтов, термическая развязка в статоре, конструкция уплотнений, работающих при высоких температурах, осевая разгрузка и др.
В августе 1955 г. АЛ-7 прошел Государственные 100-часовые испытания и устанавливался на самолетах Ил-54 и Ту-98.
АЛ-7 [12] |
Су-7Б [1] |
Разрез АЛ-7Ф-1 [7] |
Дальнейшие работы по АЛ-7 велись в направлении совершенствования его узлов и повышения энергонапряженности путем сжигания дополнительного топлива за турбиной, в форсажной камере. Двигатель получил обозначение АЛ-7Ф-1 и в 1959 г был запущен в серийное производство. АЛ-7Ф-1 (1953-57 гг) — это ТРД с высоконапорным осевым компрессором со сверхзвуковой первой ступенью, автоматическим регулированием компрессора, двухступенчатой газовой турбиной, форсажной камерой. Форсажная камера прямоточная, с разделением потока газа на две части (малого и большого контура) с кольцевыми стабилизаторами пламени и противовиб- рационным экраном. Сопло регулируемое, двухпозиционное снабжено 24 створками. Для подачи топлива в форсажную камеру и регулирования форсажного режима установлен специальный агрегат.
В 1960 г. проведены Государственные 100-часовые испытания двигателя и двигатель был запущен в серийное производство на ММПП Салют и ОАО Рыбинские моторы в качестве силовой установки самолетов Су-9, Су-7Б, Су-17 КБ Сухого, И-7 и И-75 КБ Микояна.
|
|
Выпущено более 2000 двигателей АЛ-7Ф-1. Рвзл. = 9200 кгс (АЛ-7Ф-1)
9600 кгс (АЛ-7Ф-1-100/100У)
![]() |
![]() |
Суд.ф.взл. = 2,0 кг/кгс.ч
![]() |
pi |
АЛЮМА-САТУ
![]() |
![]() |
Ту-128 [2] |
Бе-10 [7] |
Суд.кр. = 0,91 кг/кгс.ч Ркр. = 6240 кгс (АЛ-7Ф-1)
6800 кгс (АЛ-7Ф-1-100/100У) Ов взл. = 114 кг/с Кк взл. = 9,1 Тг взл.макс. = 1200 К Тг взл. = 1133 К Мдв. = 2010 кг Эдв. = 1250 м Ьдв. = 6630 мм Ресурс 250 часов
В конце 50-х гг. АЛ-7Ф-1 модернизируется с целью улучшения основных данных и повышения надежности работы. В модификации двигателя, получившей обозначение АЛ-7Ф-2 (1956-62 гг), увеличена тяга и снижен удельный расход топлива главным образом за счет усовершенствования второй ступени турбины и увеличения диаметра форсажной камеры.
![]() |
![]() |
![]() |
В компрессоре АЛ-7Ф-2 установлены восьмая и девятая ступени повышения напорности. Рабочие колеса первой и второй ступеней изготовлены из титана. В масляной системе вместо коловратных насосов применены центро- бежно-шестеренные. Усовершенствована система регулирования: введены ограничители максимальной температуры газа перед турбиной и максимальной приведенной частоты вращения ротора.
Двигатель АЛ-7Ф-2 имел несколько больший ресурс, чем АЛ-7Ф-1: 300 часов против 250.
В конце 1963 г. АЛ-7Ф-2 прошел Государственные испытания на самолете Су-11, после чего было начато его серийное производство. Устанавливался АЛ-7Ф-2 на самолеты Су-11 и Ту-128. Рф.взл. = 10100 кгс Суд.ф.взл. = 2,0 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,89 кг/кгс.ч Ов взл. = 115 кг/с 7Гк взл. = 9,3 Тг взл. = 1200 К Мдв. = 2100 кг Эдв. = 1300 мм Ьдв. = 6650 мм
В 1962 г. форсажную тягу АЛ-7Ф-2 увеличивают до 11200 кгс. Двигатель с такой тягой имел обозначение АЛ-7Ф-4. Другие модификации:
• АЛ-7П (первый летный экземпляр лайнера Ил-62 и Ту-110, модификация Ту-104) .
• АЛ-7ПБ (гидросамолет Бе-10) Рвзл. = 7260 кгс
Суд.взл. = 0,97 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,872 кг/кгс.ч Ов взл. = 114 кг/с Кк взл. = 9,1 Тг взл. = 1133 К Тг макс. = 1200 К Мдв. = 1746 кг Эдв. = 620 мм Ьдв. = 3310 мм
• АЛ-7Ф (самолеты Ла-250, И-7/75 КБ Микояна) . Рб/ф. = 6420 кгс . Рф. = 9215 кгс
• АЛ-7ФК (крылатые ракеты Х-20/20М . высота пуска — до 15000 м . дальность стрельбы 350-800 км . скорость полета 1850 км/ч.)
![]() |
![]() |
АЛ-21Ф
авиационный турбореактивный двигатель
В 1965 г. началась разработка проекта ТРД третьего поколения. В конце 1966 г. изготовлены первые экземпляры АЛ-21Ф для самолета Су- 17. Двигатель производился на ММПП Салют. Рвзл. = 8900 кгс Суд.ф. = 1,901 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,725 кг/кгс.ч Об = 88,5 кг/с Кк = 12,7 Тг = 1263 К Мдв. = 1580 кг Эдв. = 1030 мм Ьдв. = 5340 мм
В 1969 г АЛ-21Ф форсирован по тяге на 25-30%. Форсирование достигнуто увеличением расхода воздуха, повышением давления и температуры газа перед турбиной. Для этого во все узлы были введены значительные изменения. В марте 1970 г изготовлен первый экземпляр модифицированного АЛ-21Ф — двигатель АЛ-21Ф-3, состоящий из осевого 14-ступенчатого компрессора, осевой одновальной активно-реактивной трехступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, питания топливом и маслом, электрооборудования, противообледенения и др.
В компрессоре получена степень повышения 15, что в одновальной схеме достигнуто применением развитой механизации. Десять направляющих аппаратов, включая входной, имеют поворотные лопатки, управляемые регулятором в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора. Ротор компрессора барабан- но-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по которым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи трех телескопических труб. Ротор компрессора со шлицевыми соединениями дисков, обладающих при сравнительно малой массе большой жесткостью, является конструктивной особенностью всех двигателей марки АЛ. Надроторная часть статора компрессора покрыта мягкой специальной смесью, которая защищает торцы рабочих лопаток от износа, поддерживает минимальные радиальные зазоры. Камера сгорания трубчато-кольцевая с 12 жаровыми трубами, имеющими центробежные форсунки. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступени турбины охлаждаются воздухом, отбираемым за компрессором. На крейсерских режимах с целью повышения экономичности двигателя охлаждающий воздух в турбину не подается. Над рабочими лопатками всех трех ступеней турбины и по лабиринтам дисков применено сотовое уплотнение для поддержания минимальных зазоров.
Форсажная камера состоит из фронтового устройства, форсажной трубы и всережимного сверхзвукового сопла. Фронтовое устройство имеет три кольцевых стабилизатора и шесть топливных коллекторов с центробежными и струйными форсунками. Стенки форсажной трубы, в которой происходит горение форсажного топлива, охлаждаются с внешней стороны набегающим потоком воздуха, с внутренней — потоком пристеночного газа за турбиной. Для организации внутреннего охлаждения вдоль всего корпуса трубы установлен перфорированный экран. Реактивное сопло состоит из дозвукового сужающегося и сверхзвукового расширяющегося венцов, охлаждается потоком газов, выходящих из щели в заднем экране форсажной трубы. Детали, работающие при высоких температурах, изготовлены из жаропрочных сплавов.
![]() |
![]() |
Детали компрессора, за исключением заднего корпуса и диска последней ступени, выполнены из титана, что существенно снизило массу конструкции. По сравнению с лучшим двигателем второго поколения АЛ-21Ф-3 имеет удельную тягу выше на 23%, удельный
![]() |
А.ЛЮЛЬКА-САТУРН
расход топлива и удельную массу ниже на 17 и 30% соответственно. АЛ-21Ф-3 выпускался на ММПП Салют и Омском моторостроительном ПО имени П.И.Баранова. Устанавливался на самолеты Су-17М, Су-24 и МиГ-23Б. Рф.взл. = 11215 кгс Рвзл. = 7800 кгс Суд.ф.взл. = 1,86 кг/кгс.ч Суд.взл. = 0,88 кг/кгс.ч Суд.кр. = 0,76 кг/кгс.ч Ов = 104 кг/с Кк взл. = 14,6 Тг = 1385 К Мдв. = 1800 кг Эдв. = 1030 мм Ьдв. = 5340 м
В АЛ-21Ф-3А установлен осевой 14- ступенчатый компрессор с поворотными лопатками направляющих аппаратов, прямоточная трубчато- кольцевая камера сгорания, трехступенчатая осевая активно-реактивная турбина, прямоточная трехстабили- заторная форсажная камера, регулируемое всережимное со сверхзвуковой расширяющейся частью реактивное сопло.
РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОГО ФОРСАЖА Р = 11250 + 225 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55
Суд. = 1,86 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5…2,0 кг/с
РЕЖИМ МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ Р = 9700 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55
Суд. = 1,36 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5.2,0 кг/с
РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОГО УДЕЛЬНОГО РАСХОД ТОПЛИВА Р = 7800 + 234 кгс n = 8316 об./мин. Кк = 14,55
Суд. = 0,88 + 0,5 кг/кгс.ч Ов = 104 + 0,5.2,0 кг/с
РЕЖИМ МИНИМАЛЬНОГО УДЕЛЬНОГО РАСХОД ТОПЛИВА Р = 3300.4500 кгс n = 6890.7400 об./мин. Кк = 9,0.11,35 Суд. = 0,76 + 0,03 кг/кгс.ч Ов = 75.90 кг/с РЕЖИМ МАЛОГО ГАЗА
Р = 350 кгс
n = 5630 об./мин.
Кк = 3,3
Суд. = 900 кг/ч
Ов = 30 кг/с
![]() |
Ьдв.с форс.камерой = 5160 мм Эмакс. = 885 мм Мдв. = 2005 кг
АЛ-31Ф
авиационный турбореактивный двигатель
Разработка АЛ-31Ф началась в 1976 г под руководством А.М.Люльки. В 198485 гг. двигатель прошел доводку и Госиспытания под руководством В.М.Чепкина, ставшего Генеральным конструктором предприятия в 1984 г Данный ТРДДФ предназначен для установки на истребитель Су-27 и его модификации Су-27УБ, Су-32ФН, Су-34 и др.
АЛ-31Ф представляет собой двух- вальный ТРДД со смешением потоков за турбиной. Конструктивно он состоит из четырехступенчатого регулируемого компрессора низкого давления, девятиступенчатого компрессора высокого давления (управление радиальным зазором), камеры сгорания кольцевого типа, одноступенчатой турбины высокого давления, одноступенчатой турбины низкого давления (управление радиальным зазором), форсажной камеры, сверхзвукового регулируемого сопла. Воздуховоздушный теплообменник системы охлаждения турбин установлен в наружном контуре двигателя. Он оснащен устройством отключения части воздуха на дроссельных бесфорсажных режимах.
Двигатель характеризуется верхним расположением агрегатов, замкнутой маслосистемой и автономной системой запуска.
![]() |
![]() |
Серийное производство осуществляется на ММПП Салют и Уфимском моторостроительном ПО с 1981 г.
![]() |
Рф.взл. = 12500 кгс
Суд.ф.взл. = 1,96 кг/кгс.ч
Рвзл. = 7850 кгс
Суд.кр. = 0,666 кг/кгс.ч
Об = 112 кг/с
К к взл. = 23,0
твзл. = 0,571
Тг взл.= 1660 К
Мдв. = 1530 кг
Ьдв. = 4945 мм
Ьдв. = 1240 мм
Эдв. = 910 мм
Назначенный ресурс 900 часов Межремонтный ресурс 300 часов Модификация АЛ-31ФП (1988 г.) — это высокоэкономичный, высокотемпературный двухконтурный двигатель модульной конструкции с поворотным
![]() |
реактивным соплом. Устанавливается на самолеты Су-37, Су-30МК и другие модификации самолета Су-27. АЛ-31ФП эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета, устойчиво работает в режимах глубокого помпажа воздухозаборника при Мп до 2, а также в условиях плоского, прямого и перевернутого штопора, обеспечивает уникальные маневренные характеристики самолета, в том числе при выполнении фигур высшего пилотажа в динамическом режиме работы на минусовых скоростях до 200 км/ч. Двигатель обладает высокой газодинамической устойчивостью и прочностью, что позволяет ему надежно работать в экстремальных условиях по уровню неравномерности и пульсаций давления воздуха на входе. При создании двигателя разработан ряд мер по снижению инфракрасной заметности на бесфорсажном режиме. На первом образце самолета Су-30МКИ под обозначением Су-30И-1 с бортовым номером 56, в отличие от силовой установки самолета Су-37, вектор тяги правого и левого двигателей отклоняется вокруг оси, расположенной между вертикальной и горизонтальной осями симметрии двигателя. Таким образом при отклонении сопла появляются горизонтальная и вертикальная составляющие вектора тяги. На самолете Су-37, где сопла отклоняются в вертикальной плоскости, момент для выполнения горизонтально-
![]() |
![]() |
го маневра получается за счет разной тяги левого и правого двигателя. Кроме того, на самолете 56 система УВТ работает на керосине, а на самолете Су-37 номер 711 — на гидросмеси. Отклонение сопел может производиться синхронно или дифференциально с поворотом горизонтального оперения Су-37. Одним из наиболее сложных узлов АЛ-31ФП является уплотнение в месте сочленения поворотного сопла с концевой частью форсажной камеры, где температура достигает 2000°С, а давление 5… 7 атмосфер. В ближайшем будущем планируется заменить стальное поворотное устройство на конструкцию из титана.
На опытном самолете с бортовым номером 711 установлены модифицированные двигатели типа АЛ-31ФП с системой УВТ с осесимметричным поворотным соплом, закрепленным на поворотном устройстве из стали. Все силовые элементы управления соплом — гидравлические.
На серийных двигателях планируется использование топливной системы управления механизацией сопла. Система управления двигателем интегрирована в ЭДСУ самолета. Для управления силовой установкой летчик использует только тензоРУД. Резервная пневматическая система автоматически возвращает сопла в горизонтальное положение в случае отказа основной системы. Сопло АЛ-100 представляет собой сопло с управляемым в двух плоскостях вектором тяги двигателя: угол поворота вектора тяги в вертикальной плоскости ±15°, в горизонтальной плоскости ± 8°.
Pecypc двигателя до первого ремонта составляет 1000 часов, а поворотного сопла — 250 часов. После проведения полного цикла стендовых испытаний pecypc отклоняемого сопла будет повышен до 500 часов и после его выработки сопло может быть заменено на новое. Конструкторская документация для подготовки серийного производства АЛ-31ФП разработана и серийное производство могло быть начато еще в 1997 г. Ближайшей целью разработчика является доводка двигателя, те. достижение максимальной тяги на корсажном и бесфорсажном режиме, минимального удельного расхода топлива. АЛ-31ФП изготавливается на ММПП Салют и АО Уфимское моторостроительное ПО в обычном и тропическом исполнении.
Рполн.ф. = 12500 кгс Суд.мин. = 0,67 кг/кгс.ч Мдв. = 1570 кг Ьдв. = 4990 мм Эдв.вх = 910 мм Эдв.макс. = 1280 мм Муд. = 0,115
А.ЛЮЛЬКА-САТУ |
DI |
![]() |
![]() |
![]() |
Двухконтурный турбореактивный двигатель модульной конструкции АЛ-31ФН (1992-94 гг.) является другой модификацией ТРДДФ АЛ-31Ф. Это высокотемпературный, двухваль- ный двигатель со смешением потоков за турбиной, с нижним расположением коробки двигательных агрегатов. Коробка самолетных агрегатов расположена на двигателе. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета.
Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полете, встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают устойчивую работу силовой установки при применении бортового оружия. Модульная схема двигателя вместе с оригинальными конструкторскими решениями обеспечивает простоту эксплуатации двигателя и замену поврежденных элементов в условиях аэродрома, в том числе и лопаток компрессора высокого давления. Рвзл.ф. = 12500 кгс Суд.мин. = 0,705 кг/кгс.ч Мдв. = 1538 кг Ьдв. = 5000 м Эдв.вх = 910 мм Эдв.макс. = 1180 мм
АЛ-34 — это первый в мире двигатель с управляемой регенерацией, высокоэкономичный, безопасный на взлете за счет значительного увеличения мощности, с низким уровнем шума. Предназначен для легких многоцелевых самолетов и вертолетов (в частности, для самолетов Т-108, М-101Т Гжель, Молния-100, Молния-200, Витязь, Гераклит и др.), а также энергетических установок широкого применения.
АЛ-34-1 [43] |
![]() |
АЛ-34-1 авиационный турбовинтовой двигатель |
Nsp. = 550 л.с. (Н = 5180 м, Мп = 0,478) ^зл.макс. = 1000 л.с. Суд.кр. = 0,159 кг/л.с.ч Габариты 640 х 676 х 1609 мм Мдв. = 178 кг
АЛ-55
авиационный турбореактивный двигатель
АЛ-55 — это многофункциональный ГТД для учебно-тренировочных и легких военных самолетов. Один из вариантов применения — УТС Як-130.
Разрабатывается на базе моделирования ТРДД АЛ-31Ф.
![]() |
Опытное производство осуществляется на ММПП Салют и АО Уфимское моторостроительное ПО.
Модификации:
