Центральный музей Военно-воздушных сил — один из крупнейших музеев авиации в Европе, сохраняющий историю создания и развития военной авиации в России [55.8328187N 38.182978E]. Музей располагается в посёлке Монино Московской области. Экспонаты расположены под открытым небом, а также в трёх залах-ангарах и двух залах. Является филиалом Центрального музея Вооружённых сил.
1.
Вся открытая экспозиция делится дорожками для посетителей (на схеме оранжевого цвета) на шесть секторов. Вход расположен в правом нижнем углу схемы. Осмотр экспозиции проведем в соответствии с секторами.
2*. План экспозиции по Викимапии
Ангар 7. Учебные и спортивные самолеты, вертолеты и реактивные двигатели
Прошедший реновацию ангар открылся 20 сентября 2025 г. Здесь представлены отреставрированные в музее образцы летательных аппаратов малого класса (самолёты и вертолёты), а также широкий спектр реактивных и других нечасто встречающихся двигателей.
3.
Турбовинтовой двигатель АИ-20А
АИ-20 — одновальный авиационный турбовинтовой двигатель с осевым 10-ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, трёхступенчатой турбиной, планетарным редуктором, нерегулируемым реактивным соплом. В 1955 г. моторостроительные ОКБ Н.Д.Кузнецова и ОКБ А.Г.Ивченко получили задание на разработку ТВД взлётной мощностью 4000 л.с. для среднемагистральных пассажирских и транспортных самолётов, проектируемых в ОКБ О.К.Антонова и С.В.Ильюшина. Этот конкурс выиграло Запорожское ОКБ-478 (ныне — Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» им. академика А.Г.Ивченко). В 1957 г. двигатель АИ-20 успешно прошёл государственные испытания и был запущен в серийное производство одновременно на двух заводах — запорожском и пермском. Резервы, заложенные в конструкцию АИ-20 на этапе проектирования, позволили в дальнейшем создать целое семейство модифицированных двигателей мощностью от 4000 до 5180 л.с. Почти 14 тыс. ТВД этого типа успешно эксплуатировались на военно-транспортных самолётах Ан-8 и Ан-12, пассажирских Ил-18 и Ан-10, противолодочных Ил-38, амфибиях Бе-12. Сегодня продолжают летать оснащённые этими двигателями Ан-12, небольшое количество Ил-18 и все ещё значительный парк самолётов Ил-38. На основе АИ-20 было создано семейство двигателей АИ-24 меньшей размерности с мощностью от 2550 до 2820 л.с. Двигатель АИ-20А устанавливался на экспериментальном судне на подводных крыльях «Буревестник». Габариты: 3096×842×1180. Максимальная мощность: 4000 л.с. Номинальная мощность: 2300 л.с. Масса: 1080 кг. Ресурс: до 40000 моточасов.
4.
Турбовинтовой двигатель АИ-20К
Двигатель АИ-20 разработан в ОКБ-478 под руководством главного конструктора А.Г.Ивченко. Двигатель в модификации АИ-20К выпускался в 1963-1965 гг. и устанавливался на самолётах Ил-18В, Ан-10А, Ан-12, Ан-32. Габариты: 3096×842×1180. Максимальная мощность: 4000 л.с. Номинальная мощность: 2300 л.с. Масса: 1080 кг. Ресурс: до 40000 моточасов. Поступил в музей в 1983 г.
5.
Газотурбинный двигатель ТА-6А
ТА-6 — авиационный вспомогательный одновальный газотурбинный двигатель (вспомогательная силовая установка). ВСУ используется для долговременного автономного питания на земле или аварийного питания в воздухе электроэнергией самолётных систем и подачи горячего сжатого воздуха в систему кондиционирования, также и для запуска маршевых двигателей летательных аппаратов военного и гражданского назначения. Двигатель был разработан в 1964 г. в ОКБ Ступинского машиностроительного завода. Он получил самое широкое применение на различных самолётах и вертолётах отечественной разработки, а также для аэродромной установки воздушного запуска. На базе основной конструкции двигателя разработан целый ряд модификаций. Двигатель в модификации ТА-6А устанавливался на самолётах Ил-76, Ту-154, Ил-62М, Ан-32 и Ту-22М. Выпускается серийно с 1966 г. на Уфимском агрегатном предприятии «Гидравлика». Общий выпуск двигателей семейства ТА-6 оценивается примерно в 5000 ед. Номинальная мощность: 320 л.с. Габариты: 1575×725×760. Масса: 245 кг. Поступил в музей в 1987 г.
6.
Двухконтурный турбореактивный двигатель Д-20П
Д-20 — первый советский двухконтурный двухвальный турбореактивный авиационный двигатель, выпускавшийся серийно. Разработка была начата в 1955 г. под руководством П.А.Соловьёва. Основой его конструкции послужил экспериментальный двухвальный ТРД для бомбардировщика М-4. Двигатель, получивший название Д-20П, прошёл государственные испытания в 1960 г. Д-20П состоит из 11-ступенчатого 2-каскадного осевого компрессора, который включает в себя 3-ступенчатый компрессор низкого давления и 8-ступенчатый компрессор высокого давления; трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12 жаровыми трубами, одноступенчатую турбину компрессора и 2-ступенчатую турбину вентилятора, а также сопла с раздельными потоками газа из контуров. Двигатели Д-20П устанавливались на пассажирских самолётах Ту-110Б и Ту-124. Выпускался с 1959 по 1979 г. на Пермском моторном заводе. Всего было изготовлено более 700 ед. Максимальная тяга: 5400 кгс. Номинальная тяга: 1150 кгс. Габариты: 3300×992×992. Масса: 1468 кг. Поступил в музей в 1979 г.
7.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой АЛ-21Ф
АЛ-21Ф — одноконтурный одновальный турбореактивный двигатель с форсажной камерой третьего поколения, разработанный в ОКБ-165 под руководством А.М.Люльки. Работы по двигателям 3 поколения были начаты в августе 1965 г. (главный конструктор — Е.С.Фельснер). Проектирование было завершено в 1966 г., в том же году были изготовлены первые двигатели, стендовая тяга составляла 8900 кгс. В 1969 г. удалось форсировать тягу до 11250 кгс. В 1970 г. спроектирована модификация АЛ-21Ф-3. В серийное производство пошел только этот двигатель, с увеличенным количеством ступеней компрессора и тягой. Компрессор создан дозвуковым. Для обеспечения высокой степени повышения давления компрессор был выполнен 14-ступенчатым с 10 поворотными направляющими аппаратами. Это гарантировало как высокую газодинамическую устойчивость, так и высокий КПД. Малая сухая масса компрессора и двигателя в целом были обусловлены широким применением в них титановых сплавов. Турбина имела воздушную систему охлаждения с автоматическим регулированием расхода охлаждающего воздуха. Впервые за форсажной камерой установили сверхзвуковое регулируемое сопло Лаваля. По завершении использования в авиации, после доработки и модернизации, двигатели Ал-21Ф3 применяются в качестве приводов наземных энергетических и газоперекачивающих установок. Двигатель АЛ-21Ф устанавливался на самолётах Су-17, Су-17М, МиГ-23Б, МиГ-27, Т-10. Выпускался серийно с 1967 г. на ММЗ «Салют» и ОМЗ им. П.И.Баранова (г. Омск). Максимальная тяга на форсаже: 8900 кгс. Номинальная тяга без форсажа: 6800 кгс. Габариты: 5340×1030×1030. Масса: 1580 кг. Поступил в музей в 1979 г.
8.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой АЛ-7Ф
АЛ-7 — турбореактивный двигатель, разработанный под руководством А.М.Люльки и производившийся на заводе №165. Прототип двигателя, обозначавшийся ТР-7 и производивший 6500 кгс тяги, был испытан в 1952 г. Изначально двигатель предназначался для бомбардировщика Ил-54. Форсажная версия с обозначением АЛ-7Ф была разработана в 1953 г., температура газов в камере 2000°К, скорость 1000 м/с. АЛ-7Ф состоял из осевого девятиступенчатого одновального компрессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, питания топливом и маслом, электрооборудования и противообледенения. Для полёта на высотах 20-22 км и скоростях 2,1-2,2 М в 1957 г. был создан АЛ-7Ф-1 с увеличенной на 50% степенью форсирования: тяга на форсаже составляла 9200 кгс, а затем 9600 кгс. Двигатель АЛ-7Ф-1 устанавливался на самолётах Су-7, Су-7Б, Су-9, Су-17 и др. В 1964 г. на основе АЛ-7Ф-2-200 для самолёта Ту-128 был создан новый АЛ-7Ф-4 с увеличенной тягой на всех режимах: 7500 кгс на максимальном и 10800 кгс на форсаже. Особенность АЛ-7Ф-4 — новое сверхзвуковое регулируемое эжекторное сопло, ставшее продолжением фюзеляжа Ту-128. Также он применялся на крылатой ракете Х-20. Выпускался серийно с 1959 г. на заводах №36 и №45; всего было построено более 3500 экз. Максимальная тяга на форсаже: 9200 кгс. Габариты: 6630×1250×1250. Масса: 2010 кг. Поступил в музей в 1978 г.
9.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Р29Ф-300
Р-29-300 — турбореактивный двигатель с форсажной камерой, созданный на базе турбореактивного двигателя Р-27Ф-300. Р29Ф-300 включает пятиступенчатый компрессор низкого давления, шестиступенчатый компрессор высокого давления, одноступенчатые турбины высокого и низкого давления, кольцевую камеру сгорания и форсажную камеру и регулируемое реактивное сопло. Имеется система автоматического поддержания постоянного значения температуры газов за турбиной на заданном режиме. По сравнению с АЛ-21Ф3, двигатель Р29-300 имел лучшие характеристики по тяге, особенно на больших скоростях полёта при практически одинаковых показателях экономичности. При этом по эксплуатационным характеристикам Р29-300 отличался целым рядом существенных преимуществ, например, лучшей боевой живучестью, что немаловажно для фронтового истребителя. Двигатель и его модификации разрабатывались для установки на истребителях семейства МиГ-23 (в том числе на серии самолетов МиГ-27) и на семейства Су-17/Су-22. Выпускался серийно с 1971 г. на Уфимском моторостроительном ПО и Московском заводе им. В.В.Чернышёва. Максимальная тяга на форсаже: 11500 кгс. Максимальная тяга без форсажа: 8250 кгс. Габариты: 4992×968×968. Масса: 1777 кг. Поступил в музей в 1983 г.
10.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Р15Б-300
Р15Б-300 — авиационный турбореактивный двигатель, созданный в конструкторском бюро С.К.Туманского. Двигатель изначально разрабатывался для беспилотных летательных аппаратов, совершающих длительный высотный полёт на сверхзвуковой скорости. Р15Б-300 представляет собой одновальный ТРД с осевым пятиступенчатым компрессором, входным направляющим аппаратом, одноступенчатой турбиной, трубчато-кольцевой камерой сгорания, форсажным контуром с трёхпозиционным соплом. Двигатель отличала малая степень повышения давления в компрессоре, поскольку при сверхзвуковом полёте предварительное сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике. Уникальные характеристики двигателя Р15Б-300, сочетающиеся с его высокой технологичностью, позволили более 20 лет серийно производить двигатель на заводах России и совместно с самолётом МиГ-25 состоять на вооружении отечественных ВВС и ВВС ряда зарубежных стран. Это был важнейший этап в становлении новых типов авиадвигателей, позволивший серийным самолётам летать со скоростью, в 3 раза превышающей скорость звука на невиданных ранее высотах, оставаясь недосягаемыми для систем ПВО того времени
11.
Двигатель Р15Б-300 устанавливался на самолётах Е-150, Е-155М, истребителях-перехватчиках МиГ-25, перехватчиках МиГ-25ПД/ПДС, самолётах прорыва ПВО МиГ-25БМ, разведчиках МиГ-25РБТ/РБФ/РБШ. Короткоресурсный вариант двигателя под наименованием КР15-300 устанавливался на БПЛА Ту-121 и Ту-123. Выпускался серийно в 1966-1989 гг. на ММПП «Салют». Максимальная тяга на форсаже: 10215 кгс. Максимальная тяга без форсажа: 7500 кгс. Габариты: 6264×1512×1512. Масса: 2795 кг. Поступил в музей в 1983 г.
12.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Р11Ф-300
Р11-300 — первый советский двухвальный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Разработан на Государственном союзном опытном заводе №300 под руководством С.К.Туманского. На двигателе были применены шестиступенчатый осевой компрессор, трубчато-кольцевая камера сгорания (10 прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактивным соплом. На нём впервые в практике отечественного авиадвигателестроения применили двухвальный сверхзвуковой компрессор, обеспечивающий в 6 ступенях степень повышения давления воздуха 8,6. Все последующие ТРД для боевых самолётов проектировались двухконтурными с форсажными камерами (ТРДДФ), так как эти виды ТРД существенно улучшали основные характеристики (например, экономичность и удельную массу). Применялся на самолётах МиГ-21, Су-15, Як-25, Як-28Б и различных экспериментальных моделях. Отработавшие лётный ресурс двигатели применялись на автомобилях газоводяного тушения АГВТ-150(375). Выпускался серийно в 1958-1997 гг. в ММП имени В.В.Чернышёва и Уфимском МПО. Было изготовлено более 20000 экз. всех модификаций. Максимальная тяга на форсаже: 6120 кгс. Габариты: 4660×825×825. Масса: 1040 кг. Поступил в музей в 1960 г.
13.
Турбореактивный двигатель ТР-1
ТР-1 — ранний турбореактивный двигатель, разработанный под руководством конструктора А.М.Люльки. Является дальнейшим развитием опытного ТРД С-18 с тягой 1250 кгс. Двигатель имел воздухозаборник — входной диффузор, окружённый масляным баком, в котором масло охлаждалось потоком воздуха. Внутри кока устанавливался воздушный стартер. Осевой восьмиступенчатый компрессор обеспечивал повышение давления воздуха в 3,16 раза. В кольцевую камеру сгорания топливо подавалось через центробежные форсунки. В процессе сгорания температура газа не превышала 1050°К, что позволило исключить применение внутреннего охлаждения лопаток. Преодолев множество трудностей, сопутствующих всему новому, в начале 1947 г. коллектив А.М.Люльки представил ТР-1 на государственные стендовые испытания. Несмотря на то, что ТР-1 обладал большей тягой, и меньшим расходом топлива, чем РД-10 и РД-20 (копии немецких Jumo-004 и BMW-003), он был крайне ненадёжен. В итоге работы по двигателю ТР-1 и всем самолётам, которым он оснащался, были свёрнуты. Двигатель ТР-1 устанавливался на серийных самолётах Су-11 и опытных Су-10, И-211 и Ил-22. Выпускался на заводе №45 малой серией для опытных самолётов, построено ок. 50 ед. Максимальная тяга на форсаже: 1350 кгс. Габариты: 3865×856×856. Масса: 835 кг. Поступил в музей в 1959 г.
14.
Турбореактивный двигатель РД-10 (Jumo-004)
В 1945 г. ОКБ-45 под руководством В.Я.Климова занялось внедрением в производство трофейного немецкого ТРД Jumo-004. Под руководством Н.Д.Кузнецова вывезенные немецкие авиационные специалисты бывшей фирмы Юнкерс организовали зимой 1946-1947 гг. выпуск советской копии Jumo-004 под индексом РД-10. Первые экземпляры двигателей РД-10 собирали из трофейных деталей двигателей Jumo-004B1. Двигатель РД-10 с тягой 900 кгс имел 8-ступенчатый осевой компрессор (поэтому его диаметр был сравнительно невелик), 6 прямоточных камер сгорания и одноступенчатую осевую турбину. Проходное сечение реактивного сопла регулировалось в зависимости от режима работы с помощью выдвижного центрального конуса. Компрессор при запуске раскручивался небольшим двухцилиндровым поршневым мотором, который, в свою очередь, запускался электростартером или вручную. Применялся на самолётах Як-15, Як-17, Ла-150М, Ла-152, Ла-156, Су-9. Выпускался серийно на Уфимском заводе №26 в 1946-1953 гг., было построено 1911 экз. Максимальная тяга: 900 кгс. Габариты: 3950×810×810. Масса: 720 кг. Поступил в музей в 1959 г.
15.
Турбореактивный двигатель АЛ-5
В феврале 1947 г. первый отечественный ТРД ТР-1 прошёл госипытания. Двигатель был выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным компрессором. ТР-1 имел 8-ступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину. Схема стала традиционной для последующих двигателей, разрабатываемых в опытном КБ А.М.Люльки. В 1947-1948 гг. был спроектирован и изготовлен более совершенный ТРД ТР-2 тягой 2500 кгс, который прошёл стендовые испытания. В 1948-1950 гг. был создан новый АЛ-3 тягой 4500 кгс. В 1950 г. двигатель успешно выдержал госипытания и стал устанавливаться на опытных самолётах. В том же году создали АЛ-5 — последний из серии двигателей первого поколения, разработанных в опытном КБ. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жёсткое коническое сопло. В начале 1952 г. АЛ-5 прошёл лётные испытания на самолёте Ил-46. Однако создание серийных сверхзвуковых самолётов ставило задачу разработки более мощных и совершенных ТРД. Так появилась опытная серия двигателя ТР-3А (АЛ-5Ф, изделие «А»), предназначенная для лётных испытаний около- и сверхзвуковых самолётов. По сравнению с двигателями ТР-3, на ТР-3А удалось добиться не только повышения тяги, но и снижения веса при улучшении надёжности (по стендовым испытаниям). Двигатель АЛ-5 устанавливался на опытных самолётах Ил-46, И-350 и Ла-190 и самолёт «150». Выпускался с 1950 г. малой серией. Максимальная тяга: 5000 кгс. Габариты: 4310×1200×1200. Масса: 1770 кг. Поступил в музей в 1960 г.
16.
Турбореактивный двигатель АМ-5
АМ-5 (РД-9) стал первым турбореактивным двигателем, полностью разработанным в СССР. Двигатель разработан в 1952-1955 гг. в ОКБ-300 под руководством А.А.Микулина и С.А.Гаврилова. Первоначальное обозначение двигателя АМ-5. Первым самолётом ОКБ-155, на котором были установлены двигатели АМ-5, стал фронтовой истребитель СМ-1 (И-340). Самолёт был построен на базе истребителя МиГ-15бис СД, у которого 2 двигателя АМ-5 размещались в фюзеляже вплотную друг к другу в мотоотсеке, где ранее стоял один ВК-1. Суммарная тяга двух АМ-5 составляла 4000 кгс, то есть была выше, чем у одного форсированного ВК-1Ф. 19 апреля 1952 г. лётчик-испытатель В.К.Коккинаки выполнил на нём первый полёт. После сертификации двигателя в 1953 г. в ОКБ Микулина был создан улучшенный вариант двигателя АМ-9 с новым компрессором с околозвуковой скоростью воздушного потока и увеличенным массовым расходом воздуха от 37,5 до 43,3 кг/с. Двигатель прошел Государственные стендовые испытания в 1955 г. Он предназначался для установки на сверхзвуковые истребители МиГ-19 и Як-25. В 1956 году после замены главного конструктора бюро А.АК.Микулина на С.К.Туманского, двигатель получил обозначение РД-9. Конструкция двигателя не основывалась на германских или британских образцах. В двигателе использована схема ротора с тремя опорами, с фиксацией валов компрессора и турбины в осевом направлении. Компрессор с дисковой силовой схемой. Сопло регулируемое, трёхпозиционное. Максимальное число оборотов — 11150 об/сек, двигатель отличался очень хорошей приёмистостью для тех лет. АМ-5 применялся на самолётах СМ-1 (И-340), СМ-2 (И-360), Як-25, Ил-40, экспериментальном аппарате ВВП «Турболёт». Выпускался серийно в 1953-1961 гг. Всего было построено более 2500 экз. Максимальная тяга: 2000 кгс. Габариты: 2770×670×670. Масса: 445 кг. Поступил в музей в 1959 г.
17.
Турбореактивный двигатель АМ-9 (РД-9)
РД-9 (АМ-9) — советский турбореактивный двигатель, разработанный в 1952-1955 гг. в ОКБ-300 под руководством А.А.Микулина и С.А.Гаврилова. Конструкция двигателя не основывалась на германских или британских образцах. Известен в первую очередь благодаря первому советскому сверхзвуковому истребителю МиГ-19 и всепогодному перехватчику Як-25. После отстранения А.А.Микулина от руководства ОКБ-300 в 1956 г. и назначения на его место С.К.Туманского двигатель АМ-9 был переименован в РД-9. Производился по лицензии в Китае под названием WP-6 и в Чехословакии под названием M-09. В двигателе использована схема ротора с тремя опорами, с фиксацией валов компрессора и турбины в осевом направлении. Компрессор с дисковой силовой схемой. Сопло регулируемое, трёхпозиционное. Максимальная скорость вращения — 11150 об./мин, двигатель отличался очень хорошей приёмистостью для тех лет. Двигатель АМ-9 применялся на самолётах МиГ-19, Як-25, Як-26, Як-27, Як-28, самолётах-мишенях Ла-17. Двигатель РД-9Б и его модификации производились на опытном авиамоторостроительном заводе №300 и заводе №26 на протяжении 20 лет, а также по лицензии в Китае (Wopen WP-6) и Чехословакии (Motorlet / Walter M-09). Всего в СССР и других странах было изготовлено более 15000 ед. Максимальная тяга на форсаже: 3750 кгс. Максимальная тяга без форсажа: 3000 кгс. Габариты: 5560×950×668. Масса: 725 кг.
18.
Турбореактивный двигатель АМ-3 (РД-3)
АМ-3 (РД-3) — турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А.А.Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 г. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель. Вся основная работа по выпуску чертежей проводилась П.Ф.Зубцом под общим руководством С.К.Туманского. После отстранения А.А.Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3. На двигателе установлены: восьмиступенчатый осевой компрессор, созданию которого предшествовала экспериментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребрённых стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера мощностью 65-75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя. Одна из особенностей АМ-3 — компрессор с дозвуковыми высоконапорными ступенями, выдававшими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200-210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Применялся на самолётах Ту-16, Ту-104, М-4. Выпускался серийно в 1952-1962 гг., а также по лицензии в Китае под обозначением WP8. Всего была изготовлена 10261 ед. AM-3 и его модификаций. Максимальная тяга на форсаже: 8700 кгс. Максимальная тяга без форсажа: 7000 кгс. Габариты: 5380×1400×1400. Масса: 3100 кг. Поступил в музей в 1961 г.
19.
Турбокомпрессорный стартер С-300-75 газотурбинного двигателя АМ-3
Одновальный ТКС С-300-75 предназначался для запуска ГТД АМ-3. ТКС С300-75 представляет собой малогабаритный газотурбинный двигатель с центробежным компрессором, который установлен по оси двигателя на входе в его компрессор и закрыт обтекателем. Расположен ТКС так, что его сопло направлено вперед по полёту. Поэтому для отвода от него выхлопных газов при запуске двигателя в канале воздухозаборника установлена газоотводящая труба. Она отводит газы в атмосферу через люк на нижней поверхности мотогондолы двигателя. Запуск двигателя полностью автоматизирован и осуществляется нажатием кнопки «Запуск». При этом двигатель автоматически выводится на режим малого газа. Запуск турбостартера производится от наземных источников питания электростартером — малогабаритным электродвигателем. В качестве пускового топлива при запуске используется бензин Б-70 с добавлением 1% (по весу) масла, применяемого для смазки двигателя. Этот тип пускового устройства обладает ограниченной продолжительностью работы (до 90-120 с) и мощностью от 50 до 200 кВт в стартерном режиме. Основными элементами ТКС являются газогенератор, силовая турбина и редуктор. В ряде конструкций ТКС для привода газогенератора и запуска основного ГТД используется одна и та же турбина (одновальный ТКС). Как правило, крутящий момент от турбины ТКС передается на ротор ГТД через редуктор стартера и коробку приводов. Применялся на самолётах Ту-16, Ту-104, М-4. Выпускался серийно с 1952 г. Номинальная мощность: 50-200 кВт. Продолжительность работы: до 90-100 с. Габариты: 935×520×520. Масса: 75 кг. Поступил в музей в 1961 г.
20.
Турбовинтовой двигатель Walter 601A
Walter M601 — это турбовинтовой авиационный двигатель, производимый чешской компанией Walter Aircraft Engines. Первый турбовинтовой двигатель компании, используется в деловых, сельскохозяйственных и военных учебных самолетах. Двигатель был разработан для использования на лёгком многоцелевом двухмоторном самолёте для местных воздушных линий Let L-410 Turbolet. Разработка M601 затянулась, поэтому на прототипе L-410 было решено использовать канадские Pratt & Whitney PT6A-27. Первый полет M601 состоялся в 1967 г. Для установки на L-410 компания разработала модернизированную версию M601A с немного большим диаметром и с трёхлопастными воздушными винтами V-508. Самолёты L-410 применялись для перевозок на местных авиалиниях и для подготовки пилотов Гражданской авиации. Со второй половины 1980 гг. L-410 в качестве учебного стал использоваться и в военно-транспортной авиации СССР. Двигатель имеет двухвальную компоновку со свободной (силовой) турбиной, с обратным потоком воздуха и отработавших газов — воздух в двигатель поступает в его заднюю часть, отработавшие газы — в переднюю, через два боковых выхлопных патрубка. Двигатель состоит из двух основных узлов — газогенератора и силовой секции. Газогенератор состоит из входной секции и комбинированного компрессора — двух осевых и одной центробежной ступеней с общим сжатием 6,55, кольцевых камер сгорания с центробежным распылением топлива, одноступенчатых генераторных турбин, приводных коробок с комплектом управления подачей топлива, динамо-стартера, датчика скорости генератора и приводов для устройств планера. Привод двигателя состоит из свободной (силовой) одноступенчатой турбины, редуктора и выходного патрубка с выпускными патрубками. Применялся на самолёте Let L-410 Turbolet. Выпускается серийно с 1975 г. Выпущено более 4450 ед. всех модификаций. Максимальная мощность: 690 л.с. Габариты: 1680×590×650. Масса: 200 кг. Поступил в музей в 1987 г.
21.
Турбореактивный двигатель ВД-7Б (РД-7)
Разработка турбореактивного двигателя РД-7 (первоначальное обозначение — ВД-7) началась в 1952 г. в ОКБ-36 под руководством В.А.Добрынина. Применив эти двигатели, увеличив количество топлива на борту, установив систему дозаправки в полёте, а также улучшив аэродинамику, новый самолёт, получивший обозначение 3М, мог достичь самой удалённой точки США. Однако эти двигатели затянули сроки окончания государственных испытаний самолёта — на взлётном режиме наблюдались опасные автоколебания лопаток первых ступеней компрессора. Для решения этой проблемы на ВД-7Б ограничили обороты, при этом максимальная тяга уменьшилась на 2000 кгс, и пришлось снижать взлётный вес за счёт уменьшения запаса топлива. Так как ВД-7Б выпускались в ограниченном количестве и в невысоком темпе, то с ними построили примерно половину бомбардировщиков, получивших обозначение 3МН («Н» — новый двигатель). Остальные машины, получившие обозначение 3МС («С» — старый двигатель), оснастили РД-3М-500. РД-7 состоит из осевого 9-ступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания трубчато-кольцевого типа, 2-ступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. В двигателе применены принципиально новые для того времени технические решения: высоконапорный компрессор с малым число ступеней, первая сверхзвуковая ступень компрессора, регулируемый входной направляющий аппарат, регулирование режимов по приведённой частоте вращения. ри взлёте верным признаком «Эмок» с двигателями ВД-7Б был мощный коптящий выхлоп. Серийные ВД-7Б производства Уфимского завода №26 после кропотливой доводки имели ресурс всего 200 ч — в 6,5 раза меньше, чем у РД-3М-500. Надёжность их также была хуже, что вкупе с отсутствием чрезвычайного режима значительно снижало безопасность эксплуатации самолёта и вызывало обоснованное недовольство заказчика. В процессе производства двигатель неоднократно модернизировался. Отработавшие лётный ресурс двигатели применялись на автомобилях газоводяного тушения АГВТ-100(131) и АГВТ-200(255). Применялся на самолётах 3М, ВМ-Т «Атлант», М-50, Ту-22, экраноплане КМ. Выпускался серийно в 1957-1977 гг. Всего на заводе №26 было построено 1169 экз. всех модификаций. Максимальная тяга: 11000 кгс. Габариты: 4247×1288×1288. Масса: 2765 кг.
22.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой РД36-41
РД-36 — серия авиационных турбореактивных двигателей, разработанных в ОКБ-36 (в дальнейшем Рыбинское конструкторское бюро моторостроения) под руководством главного конструктора П.А.Колесова. С 1952 г. ОКБ-36 работало над созданием одновальных ТРД, строило мощную экспериментальную базу, изучало и внедряло новейшие достижения мирового двигателестроения. Первая разработка — двигатель ВД-5 имел рекордную для своего времени тягу от 13 до 19 т (с форсажем). Серийно строились многие модификации — бесфорсажный ВД-7Б для бомбардировщика «ЗМ», форсажный ВД-7М (РД-7М-2) с тягой 16-16,5 т для сверхзвукового самолёта-разведчика Ту-22. Дальнейшее развитие этого ряда привело к созданию опытного форсажного двигателя ВД-19 (тяга 13 т) для опытных самолётов новых разработок. В конце 1950 гг. началась разработка форсажного двигателя РД36-41 (тяга 16 т) для создаваемого в это время в ОКБ П.О.Сухого боевого сверхзвукового ударно-разведывательного бомбардировщика-ракетоносца Т-4 со скоростью полета 3000 км/ч. Двигатель РД36-41 разрабатывался на базе ВД-19 и являлся одноконтурным одновальным ТРД с форсажной камерой. Для увеличения расхода воздуха первая сверхзвуковая ступень компрессора ВД-19 была заменена двумя ступенями, а турбина получила охлаждаемые рабочие лопатки, что позволило увеличить температуру газа перед турбиной до 950°К. Двигатель обеспечивал тягу у земли на режиме полного форсажа 17000 кгс. Двигатель РД36-41 сохранил традиционную для двигателей РКБМ одноконтурную, однокаскадную схему. В отличие от своего ближайшего предшественника ВД-19, он имел на 30% большую тягу при увеличении расхода воздуха всего на 10%. У РД36-41 была существенно повышена максимальная температура газов перед турбиной (на 140°К), что было обусловлено не только увеличенной тягой двигателя, но и значительно возросшей скоростью полёта (скоростной напор и сжатие в компрессоре разогревали воздух до 925°К). Назначенный в 1960 г. главным конструктором РКБМ, П.А.Колесов активно продолжил серию двигателя РД-36 и предложил А.Н.Туполеву проект одновального бесфорсажного двигателя РД-36-51А с тягой 20000 кгс. С этого времени совместная работа РКБМ и ОКБ им. А.Н.Туполева продолжилась в рамках программы нового сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144. РД-36-51А стал первым в мире ТРД, предназначенным для осуществления длительного сверхзвукового полёта без использования форсажной камеры, взлётная тяга 20000 кгс. В 1973-1975 гг. двигатель РД36-51А прошёл на самолёте Ту-144Д все государственные стендовые и лётные испытания. Упрощённая модификация с неподвижным соплом для высотного самолёта М-17 «Стратосфера» («Геофизика») получила обозначением РД-36-51В. Двигатель РД36-41 устанавливался на опытный самолёт ОКБ П.О.Сухого Т-4 («изделие 100»). В 1968 г. была выпущена опытная серия. Максимальная тяга на форсаже: 16150 кгс. Максимальная тяга без форсажа: 10850 кгс. Габариты: 5976×1486×1486. Масса: 3900 кг.
23.
Турбореактивный двигатель Walter М701
M701 — семейство одновальных ТРД с центробежным компрессором, производимых для учебно-тренировочных самолётов L-29 и L-29A Delfin чешского производства. В 1955 г. чехословацкая компания по производству авиационных двигателей «Моторлет» начала разработку нового турбореактивного двигателя для учебно-тренировочного реактивного самолета Aero L-29, который разрабатывали для участия в конкурсе на оснащение всех военно-воздушных сил Варшавского договора. М-701 стал первым реактивным двигателем, разработанным в Чехословакии, хотя Motorlet ранее выпускала по лицензии СССР и ТРД ВК-1. Конструктивно Motorlet M-701 представлял собой одновальный турбореактивный двигатель с центробежным компрессором и 7 прямоточными камерами сгорания. Первый запуск двигателя M-701 состоялся в 1958 г.; двигатель №4 был испытан на летающей лаборатории Avia B-228 в декабре 1959 г. Двигатель №8 приводил в движение третий прототип L-29, совершивший свой первый полет 12 июля 1960 г. (первые два прототипа были оснащены двигателями Rolls-Royce Viper), совершили полеты годом ранее. В конкурсе участвовали советский Як-30, чехословацкий Л-29 «Дельфин» и польский ТС-11 «Искра». L-29 был выбран победителем конкурса и был заказан в больших количествах. Производство M-701 началось в 1961 г. в Йинонице, Прага. Двигатель М701 устанавливался на самолётах L-29 Delfin. Выпускался серийно в 1961-1989 гг. Всего было построено более 9250 ед. Максимальная тяга: 890 кгс. Номинальная тяга: 805 кгс. Габариты: 2067×896×928. Масса: 330 кг. Ресурс: 500 ч. Поступил в музей в 1989 г.
24.
Турбореактивный двигатель ВК-1
Разработка турбовинотового двигателя ВК-1 началась в ОКБ-117 под руководством В.Я.Климова летом 1946 г. Он являлся развитием двигателя РД-45 — нелицензионной копии британского двигателя Rolls-Royce Nene. В конструкцию были внесены изменения: увеличена камера сгорания, изменены лопатки турбины и установлено выходное устройство трубного типа. Эскизный проект двигателя был готов в 1947 г. В 1949 г. были завершены государственные испытания и 14 мая вышло постановление Совета Министров СССР о запуске РД-45 под новым индексом ВК-1 в серийное производство на моторостроительных заводах в гг. Москве, Перми и Уфе. ВК-1 представляет собой одновальный турбореактивный двигатель с одноступенчатым двухсторонним центробежным компрессором, 9 индивидуальными трубчатыми камерами сгорания и одноступенчатой турбиной. На модификации ВК-1Ф дополнительно установлена форсажная камера. Первоначально ресурс ВК-1 составлял 100 ч. Затем он был доведён до 150 ч, позже — до 200 ч. Отработавшие лётный ресурс двигатели применялись на аэродромных тепловых машинах АИСТ-5ВМ, АИСТ-5ТМ, ТМ-59, ТМГ-3, ТМС-65, пожарной машине АГВТ-100(157). Двигатель ВК-1 устанавливался на самолётах МиГ-15бис, МиГ-17Ф, МиГ-17ПФ, Ил-28, Ту-12, Ту-14Т, Ла-176, Ла-200, Як-50. Выпускался серийно в 1948-1958 гг. в СССР, Польше (Lis-2), Чехословакии (Motorlet / Walter M-06) и Китае (Wopen WP-5). Всего построено более 50000 ед. ВК-1 всех модификаций. Максимальная тяга: 2700 кгс. Номинальная тяга: 2400 кгс. Габариты: 2640×1273×668. Масса: 872 кг. Ресурс: до 200 ч. Поступил в музей в 1959 г.
25.
Турбореактивный двигатель РД-500
РД-500 — авиационный турбореактивный двигатель, копия английского Rolls-Royce Derwent V. Работы велись на заводе №500 совместно с ОКБ-117 под руководством В.М.Яковлева. РД-500 представлял собой одновальный ТРД с одноступенчатым центробежным двухсторонним компрессором, одноступенчатой турбиной и девятью индивидуальными камерами сгорания. Двигатель РД-500 устанавливался на серийных самолётах Ла-15, Як-23, опытных Су-13, Як-1000, Як-25, Як-30, Ту-12, Ла-174ТК, Ла-174, Ла-180 (Ла-15УТИ) и на крылатых ракетах КС-1 «Комета». Выпускался серийно в 1948-1958 гг. Было построено около 1300 экз. Максимальная тяга: 1530 кгс. Габариты: 2248×1042×1042. Масса: 567 кг. Ресурс: 100 ч. Поступил в музей в 1959 г.
26.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель Д-3
Под индексом Д-3 в истории советского авиастроения известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД). В конце лета 1944 г. В.Н.Челомей завершил эскизную проработку самолёта-снаряда со своим ПуВРД Д-3, получившего название 10Х, а 19 сентября 1944 г. его назначили главным конструктором и директором завода №51. Двигатель Д-3 был спроектирован для беспилотного самолета-снаряда 10Х (советского аналога немецкой ракеты «Фау-1» с ПуВРД Argus As 014). Двигатель Д-3 в 1944 г. прошел полномасштабные испытания на стенде в ЦИАМе, подтвердив соответствие техническим требованиям (тяга, удельный расход топлива). Для его летных испытаний был переоборудован в летающую лабораторию самолет Пе-2. ПуВРД был смонтирован над хвостовой частью фюзеляжа. Испытания дали положительный результат. 20 марта 1945 г. на испытательном полигоне в районе г. Джизак был проведён первый пуск самолёта-снаряда 10Х с самолёта-носителя Пе-8. Лётные испытания завершились в 1946 г. В 1948 г. после проведения лётных испытаний на самолётах Пе-8 и Ер-2 самолёт-снаряд 10Х был рекомендован для принятия на вооружение ВВС. Однако ВВС отказались принять эту ракету на вооружение, прежде всего из-за низкой точности системы наведения. Отличие конструкции ПуВРД от турбореактивных двигателей заключается в том, что в нем полностью отсутствуют компрессор и турбина. Сжатие воздуха происходит за счет газодинамических процессов. В ПуВРД используется камера сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное сопло. Горючее и воздух подаются периодически. ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный, зато простой и дешёвый. Высокий уровень шума и вибрации вытекает из самого пульсирующего режима его работы. О неэкономном характере использования топлива свидетельствует обширный факел, «бьющий» из сопла ПуВРД — следствие неполного сгорания топлива в камере. ПуВРД во много раз дешевле в производстве, чем газотурбинный или поршневой ДВС, поэтому при одноразовом применении он выигрывает у них экономически. Совокупность этих обстоятельств и определяют ту нишу, в которой находит применение ПуВРД — беспилотные летательные аппараты одноразового применения с рабочими скоростями до 0,5М: летающие мишени, беспилотные разведчики. Выпускался серийно в 1945-1948 гг. Максимальная тяга: 300 кгс. Удельный расход керосина: 2,5 кг/ч. Рабочая частота циклов: 42-50 циклов/с. Ресурс двигателя: 30 мин. Масса: 167 кг. Поступил в музей в 1960 г.
27.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель ПВРД-900
ПВРД-900 был разработан в Экспериментальном конструкторском бюро ЭКБ-3 под руководством главного конструктора М.М.Бондарюка. Он представляет собой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) с незначительной тягой и минимальным ресурсом 40 мин. РД имеет цилиндрический корпус. Переднее отверстие в корпусе несколько меньше заднего. При большой скорости самолёта сквозь переднее отверстие поступал воздух, который служил окислителем для горючего. Газы, образовывавшиеся от сгорания горючего в сильной воздушной струе, проходившей через двигатель, нагревали этот воздух. От этого воздух стремился расшириться и с огромной силой вырывался через заднее отверстие РД, создавая реактивную тягу. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта и не может стартовать самостоятельно; для вывода его на рабочий режим требуется тот или иной ускоритель или запуск с самолета-носителя. Наиболее часто на крылатых ракетах с ПВРД в качестве ускорителей используются твердотопливные ракетные двигатели. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 «Оникс», П-270 «Москит». Также надо упомянуть ракету 3М8 с маршевым ПВРД 3Ц4 зенитно-ракетного комплекса 2К11 «Круг». Двигатель ПВРД-900 устанавливался на первых советских беспилотных летательных аппаратах (БПЛА) — самолётах-мишенях Ла-17 (изделие 201). Выпускался серийно в 1954-1958 гг. на авиазаводе №24 (г. Куйбышев). Максимальная тяга: 625 кгс. Диаметр: 900 мм. Ресурс двигателя: 40 мин. Масса: 320 кг. Объем топливного бака: 460 л. Поступил в музей в 1988 г.
28.
Жидкостный ракетный двигатель Walter HWK-109-509
Walter HWK 109-509 — немецкий жидкотопливный ракетный двигатель. Он производился компанией Hellmuth Walter Kommanditgesellschaft (HWK), начиная с 1943 г. Его лицензионное производство осуществлялось на мощностях фирмы Heinkel в г. Йенбахе (Австрия). Основные части двигателя: камера сгорания с 12 форсунками; турбонасосный агрегат, состоящий из двух центробежных одноступенчатых насосов и активной двухступенчатой турбины; парогазогенератор; регулятор двоения топлива; блок топливных кранов; редуктор со стартером; фильтр; сливной кран. На фирме Walter были разработано новое топливо, известное как C-Stoff, которое выделяло значительное количество тепла. C-Stoff представлял собой смесь 30% гидразингидрата, 57% метанола и 13% воды с небольшим количеством цианида калия-меди. Окислитель, известный как T-Stoff, состоял из 80% перекиси водорода. При контакте эти два вещества бурно реагировали с образованием воды, углекислого газа и азота, а также выделением огромного количества тепла, образуя перегретый поток пара, азота и воздуха, который втягивался через отверстие в мантии двигателя, обеспечивая таким образом тягу вперед приблизительно 1700 кгс. Для решения проблемы регулирования мощности новый двигатель включал турбонасосы с двумя режимами работы. Насосы приводились в движение одной турбиной, работающей на паре, образующемся при разложении T-Stoff с помощью катализатора из проволочной сетки. В сочетании с механическим дросселем это обеспечивало четыре режима мощности от холостого хода до полной мощности для набора высоты. На практике было обнаружено, что регулирование мощности двигателя резко снижает его топливную экономичность до такой степени, что это не увеличивает продолжительность полета самолета, как ожидалось. Несмотря на имеющуюся проблему, данная версия была установлена на Me 163B. Окончательным проблема регулирования мощности была решена на двигателях серий B и C. В них использовались две камеры сгорания: основная («Hauptofen») и вторая, меньшая, камера «Marschofen», расположенная непосредственно под основной камерой и настроенная на обеспечение крейсерской мощности, необходимой для высокоскоростного горизонтального полета с тягой около 400 кгс. Эта камера обеспечивала работу двигателя с максимальной эффективностью. Регулирование мощности осуществлялось путем включения и выключения основного двигателя. Эта новая версия обеспечила увеличение общего времени полета с 8 до 12 мин. Двигатель стал конструктивно проще, поскольку больше не использовались турбонасосы. Walter HWK 109-509 применялся на самолётах Messerschmitt Me 163 Komet и Bachem Ba 349. Выпускался серийно с 1943 г. Было построено около 500 двигателей HWK-109-509 всех модификаций. Максимальная тяга: 1500-1700 кгс. Габариты: 2540×904×885. Масса: 165 кг. Поступил в музей в 1960 г.
29.
Жидкостный ракетный двигатель РД-2М3В
В НИИ-1 НКАП под руководством Л.С.Душкина в период с 1944 г. по 1945 г. был создан ЖРД РД-2М3В. Эта силовая установка отличалась насосной подачей топлива и работала на паре «керосин — азотная кислота». Ключевой особенностью двигателя стала двухкамерная компоновка: основная камера тягой 1100 кгс и вспомогательная — 300 кгс. Такая схема позволяла использовать максимальную суммарную тягу при взлёте и наборе высоты, а затем отключать основную камеру и продолжать горизонтальный полёт, поиск цели и атаку на экономичном режиме малой камеры. Это существенно повышало продолжительность полёта и экономию топлива. Подобное решение было особенно актуально, поскольку традиционное дросселирование тяги ЖРД на больших высотах, где не требовалась максимальная мощность, представляло значительные технические сложности. Подача окислителя и горючего в камеры сгорания осуществлялась турбонасосным агрегатом, работавшим на паровом газе, который получался при каталитическом разложении 80% перекиси водорода. Максимальная продолжительность моторного полёта при работе только малой камеры сгорания РД-2МЗВ превысила 9 мин. РД-2М3В планировалось установить на ракетный перехватчик «Малютка», задание на разработку которого было выдано Н.Н.Поликарпову ещё в 1944 г. Однако скоропостижная кончина авиаконструктора прервала реализацию этого проекта. На государственных испытаниях в мае 1945 г. РД-2М3В продемонстрировал следующие характеристики: суммарная взлётная тяга — 1500 кгс, номинальная — 1250 кгс, минимальная — 500 кгс. При работе только малой камеры показатели составляли 300 кгс (макс.) и 100 кгс (мин.). Планировалось выпустить 30 комплектов РД-2М3В: первый экземпляр — к 10 марта, последний — к 10 августа 1946 г. Производство поручили заводу №165, а сборку и контрольные испытания — НИИ-1. Однако вскоре все работы по самолётам с ракетными двигателями, таким, как И-270, Ла-160, Ла-162 и РМ-1, были свёрнуты как потерявшие актуальность в связи с наладкой серийного производства истребителей с турбореактивными двигателями. РД-2М3В применялся на опытных самолётах И-270 и Ла-160. Максимальная тяга: 1500 кгс. Габариты: 2540×904×885. Масса: 224 кг. Ресурс двигателя: 1 ч. Двигатель был построен в 1945 г. и поступил в музей в 1961 г.
30.
Твердотопливный ускоритель ПСР-1500-15
Интерес к проблемам улучшения взлетно-посадочных и высотно-скоростных характеристик самолета именно в плане достаточного ускорения в необходимый момент времени существовал практически всегда. Но не всегда существующие на конкретных этапах развития авиации самолетные двигатели могли обеспечить решение такого рода проблем. Если штатный двигатель самолета уже работает на пределе своих возможностей (взлетный, максимальный и форсажный режимы), то получить дополнительную тягу для большего ускорения можно только путем использования дополнительных двигателей. Одним из путей решения проблемы является установка вспомогательного двигателя для обеспечения большой тяги в необходимые (экстремальные) моменты полета при кратковременной работе. Он при этом не должен быть помехой для самолета ни в конструктивном, ни в эксплуатационном плане, ни в плане лишнего расхода топлива и т.п. на крейсерских режимах. То есть это должен быть именно и только ускоритель. Наиболее простым по устройству и возможностям эксплуатации является твердотопливный ракетный ускоритель, так же как и его принципиальная основа — РДТТ (ракетный двигатель на твердом топливе). Главный (и практически единственный) режим его применения — это старт или взлетный режим. Поэтому твердотопливные (или пороховые) ускорители в основе своей являются стартовыми и предназначены для улучшения взлетных характеристик самолета. В СССР твердотопливные ракетные ускорители применялись весьма интенсивно. Их разработкой традиционно занималось ОКБ И.И.Картукова (ныне ОАО «МКБ «Искра» имени И.И.Картукова»), известного разработчика авиационного и ракетного оборудования. В этом ОКБ был разработан широкий перечень ракетных ускорителей, используемых для старта самолетов, крылатых ракет, а также беспилотных самолетов и самолетов-мишеней. Для бомбардировщика Ил-28 и торпедоносца Ту-14 серийно выпускался ускоритель ПСР-1500-15 (пороховая самолётная ракета). Два таких ускорителя с тягой ок. 1600 кгс каждый работали до 15 с и после отработки сбрасывались. Твердотопливный ускоритель включался при взлете на приборной скорости 120 км/ч, как с нормальным, так и с перегрузочным весом. Разбег самолета при нормальной взлетной массе при этом уменьшался почти вдвое и не представлял сложности по технике пилотирования для лётчиков средней квалификации. Максимальная тяга: 1575-2890 кгс. Средняя тяга: 1350 — 2350 кгс. Продолжительность действия: 9,0-14,6 с. Масса снаряженного двигателя: 241-246 кг. Двигатель поступил в музей в 1960 г.
31.
Твердотопливный ускоритель СПРД-99
Твердотопливный ускоритель СПРД-99 (стартовый пороховой ракетный двигатель) (изд. 314-II) был разработан МКБ «Искра» им. И.И.Картукова, которое является одним из лидеров среди российских производителей твердотопливных ракетных двигателей. Разработки МКБ «Искра» обеспечили испытания и эксплуатацию целых семейств самолётов МиГ, Ту, Ил, Су, Як и др. На истребителях МиГ-21, начиная с модификации ПФС (1963 г.) была предусмотрена возможность установки двух серийных ракетных ускорителей СПРД-99. Они крепились в нижней части фюзеляжа под крылом на специальных замках с возможностью сброса (через 10 с после запуска.). Сопла СПРД-99 были отклонены на 48° от плоскости симметрии самолёта так, чтобы вектор тяги проходил через центр тяжести самолёта для исключения возникновения моментов, ухудшавших устойчивость самолёта при взлёте. СПРД-99 выпускался серийно с 1958 г. Максимальная тяга: 2500 кгс. Габариты: 1480×340×340. Продолжительность работы: 15 с. Масса двигателя: 75 кг. Двигатель поступил в музей в 1983 г.
32.
Бесклапанный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель М135
Бесклапанный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) иначе называют U-образным ПуВРД. В этих двигателях отсутствуют механические воздушные клапаны, а чтобы обратное движение рабочего тела не приводило к уменьшению тяги, тракт двигателя выполняется в форме латинской буквы «U», концы которой обращены назад по ходу движения аппарата, при этом истечение реактивной струи происходит сразу из обоих концов тракта. Поступление свежего воздуха в камеру сгорания осуществляется за счёт волны разрежения, возникающей после импульса и «вентилирующей» камеру, а изощрённая форма тракта служит для наилучшего выполнения этой функции. Отсутствие клапанов позволяет избавиться от характерного недостатка клапанного ПуВРД — их низкой долговечности (на самолёте-снаряде Фау-1 клапаны прогорали приблизительно после 30 мин полёта, чего вполне хватало для выполнения его боевых задач, но абсолютно неприемлемо для аппарата многоразового использования). Разработчик и изготовитель двигателя М135 — АО «ЭНИКС» (г. Казань), главный конструктор: В.Н.Побежимов. М135 применяется для оснащения малоразмерной воздушной мишени наземного старта E95M. Выпускается серийно с 2012 г. Максимальная тяга: 20 кгс. Ресурс работы: 460 мин. Масса двигателя: 5,9 кг. Двигатель поступил в музей в сентябре 2025 г.
33.
Турбовинтовой двигатель ТВ-2Т
В 1946 г. в 30 км от г. Куйбышева был организован опытный завод №2. На его базе было сформировано 2 конструкторских бюро: ОКБ-1 (главный конструктор немец А.Шайбе) и ОКБ-2 (главный конструктор немец К.Престель). Численность персонала в них в 1947 г. составляла около 2500 чел., из них 662 — немецкие специалисты, вывезенные в СССР после войны из Германии. При организации завода предполагалось, что в СССР немцы продолжат работы, начатые ими на родине — создание форсированных образцов серийных немецких ТРД Jumo-004 и BMW-003 и новых мощных реактивных двигателей Jumo-012 и BMW-018. Однако в конце 1946 г. появилась новая задача по разработке ТВД. После серии опытно-конструкторских работ по ТВД «022» и «028», мотокомпрессорному РД «032» и ТРД «003с» в 1948 г. было принято решение объединить оба ОКБ и сосредоточить усилия на разработке одного двигателя — «022». В середине 1948 г. проектирование двигателя завершилось и 3 его экземпляра передали в производство. В 1949 г., в самый разгар работ по «022», на завод №2 пришёл новый руководитель — Н.Д.Кузнецов. В 1951 г. двигатель «022» получил наименование ТВ-2 (турбовинтовой двигатель-2). Вместо обычного 4-х лопастного пропеллера были применены соосные винты противоположного вращения. На базе ТВД ТВ-2 запорожским ОКБ-478 под руководством главного конструктора А.Г.Ивченко для первого отечественного транспортного самолёта Ан-8 был разработан модифицированный вариант под обозначением серийной марки — ТВ-2Т (со взлётной мощностью 6500 л.с.), а турбовальный ТВ-2К — для подъёмных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22. В ходе дальнейшей модернизации ТВ-2 был создан ТВ-12 (НК-12). Применялся на опытных самолётах Ту-95 и Ан-8. Серийно не выпускался. Максимальная мощность: 6500 л.с. Габариты: 6000×1200×1200. Масса: 1890 кг. Поступил в музей в августе 1960 г.
34.
Турбовинтовой двигатель НК-12
НК-12 — турбовинтовой авиационный двигатель, разработанный в СНТК Кузнецова (ОКБ-276) под руководством главного конструктора Н.Д.Кузнецова в 1950-х годах специально для стратегического межконтинентального бомбардировщика Ту-95. В конце 1954 г. ТВД ТВ-12 запущен в серийное производство под обозначением НК-12 — по первым буквам имени и фамилии руководителя ОКБ-276 опытного завода. Каждый двигатель приводит в движение два четырёхлопастных пропеллера диаметром около 6 метров, вращающихся в противоположных направлениях. Данный двигатель является самым мощным и экономичным серийным турбовинтовым двигателем в мире. Самолёты с двигателями НК-12 по сей день остаются одними из самых быстрых винтовых самолётов, а транспортный Ан-22 «Антей» с двигателями НК-12МА был на момент создания самым большим самолётом в мире. Одновальный ТВД НК-12МВ состоит из следующих основных узлов: 14-ступенчатого осевого компрессора, кольцевой камеры сгорания с 12 головками, реактивной 5-ступенчатой турбины, нерегулируемого реактивного сопла и дифференциального редуктора. Степень повышения давления в компрессоре меняется от 9 до 13 в зависимости от высоты, а также от положения механизации компрессора. Номинальная скорость вращения вала двигателя — 8300 об/мин, каждого из двух винтов — 735 об/мин. На НК-12 впервые были применены система регулирования подачи топлива в едином блоке (командно-топливный агрегат) и регулирование радиальных зазоров в турбине. С двигателем используются тянущие автоматические соосные винты изменяемого шага, с центробежным фиксатором шага, гидроцентробежным механизмом поворота лопастей с установкой лопастей во флюгерное положение и на упор промежуточного угла — АВ-60К либо АВ-60Н на самолётах Ту-95, Ту-114 и Ту-142, а также АВ-90 — на Ан-22. Винты АВ-60 были разработаны в Ступинском ОКБ-150. За их разработку главный конструктор ОКБ К.И.Жданов в 1957 г. получил Ленинскую премию. Двигатель НК-12 устанавливался на самолётах Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 и экранопланах «Орлёнок». Выпускался серийно в 1954-1956 гг. на заводе №4 им. М.В.Фрунзе. Максимальная мощность: 12500 л.с. Номинальная мощность: 6500 л.с. Габариты: 6000×1050×1050. Масса: 2900 кг. Ресурс: 150 ч. Поступил в музей в 1961 г.
35.
Пусковая система НК-12 (система запуска и зажигания)
Создана в ОКБ-276 (ныне — Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова) под руководством главного конструктора Н.Д.Кузнецова. Пусковая система обеспечивает автоматический запуск двигателя и объединяет комплекс агрегатов, обеспечивающих раскрутку газогенератора в процессе запуска, подачу и воспламенение пускового топливного газа, воспламенение газо-воздушной смеси в камере сгорания и выход двигателя на режим малого газа. К агрегатам пусковой системы относятся: воздушный стартер ВС-12 с регулятором подачи газа (РПГ), электромагнитный клапан пускового топливного газа МКПТ-12А, агрегаты системы зажигания. В процессе запуска двигателя участвуют агрегаты системы регулирования дозатора газа ДГ-12 и регулятор оборотов ОГ-12, сигнализатор МСТ-15С, воспламенители камеры сгорания, дифференциальный датчик давления ССК. Применялась и применяется на самолётах Ту-95, Ту-126, Ту-142, Ту-114, Ан-22 и экранопланах «Орлёнок». Выпускалась серийно с 1954 г. Максимальная мощность: 285 л.с. Габариты: 740×650×650. Масса: 50 кг. Ресурс: 150 ч. Поступил в музей в 1961 г.
36.
Турбовальный газотурбинный двигатель ГТД-350
Разработка ТВлД ГТД-350 для вертолёта Ми-2 началась в 1959 г. в ОКБ-117 под руководством С.П.Изотова. Разработка столь малого ГТД была совершенно новой задачей для ОКБ. В процессе проектирования был применён метод поузловой доводки с использованием экспериментальных установок, разработаны методики расчёта и проектирования малоразмерных лопаточных аппаратов, проведены конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокооборотных роторов. Первый полёт прототип вертолёта Ми-2 с 2 двигателями ГТД-350 совершил 22 сентября 1961 г. В 1963 г. двигатель прошёл государственные испытания. ГТД-350 является малоразмерным двигателем и состоит из осецентробежного компрессора (7 ступеней — осевых, 1 — центробежная), одноступенчатой турбины компрессора, 2-ступенчатой свободной турбины и промежуточного редуктора. В силовую установку вертолёта входят 2 взаимозаменяемых двигателя ГТД-350 и главный редуктор ВР-2. Задние выводные валы двигателей соединяются с главным редуктором, который передает суммарный крутящий момент двигателей несущему и рулевому (хвостовому) винтам. Наличие на вертолёте двух двигателей повышает безопасность полета, так как при неисправности одного из них второй обеспечивает продолжение полета до места посадки. Компоновка мотора необычна: воздух после компрессора по двум воздуховодам обходит турбину и подаётся в камеру сгорания, расположенную в торце двигателя. В камере сгорания поток газа меняет направление на противоположное и идёт на турбины. Таким образом выхлопные трубы оказываются в середине двигателя, между турбиной и компрессором. Аналогичную компоновку имел разрабатывавшийся примерно в то же время Allison Model 250 и его преемники Rolls-Royce RR300 и Rolls-Royce RR500. Особенность конструкции двигателя ГТД-350 — наличие в нём свободной турбины, мощность которой, передаваемая главному редуктору вертолёта, составляет эффективную мощность двигателя. Свободная турбина кинематически не связана с турбокомпрессорной частью двигателя. Эта особенность двигателя имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ: позволяет получать желаемую частоту вращения вала несущего винта вертолёта независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя; исключает необходимость иметь в силовой установке вертолёта фрикционную муфту (муфту включения); обеспечивает более лёгкий запуск двигателя, так как для этого требуется раскрутка только ротора турбокомпрессора; позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя. ГТД-350 применялся на вертолёте Ми-2. Выпускался серийно с 1964 г. по 1990-е гг. на заводе WSK PZL (г. Свидник, Польша). Всего было построено более 11000 экз. всех модификаций. Максимальная мощность: 400 л.с. Номинальная мощность: 265 л.с. Габариты: 1350×522×680. Масса: 135 кг. Ресурс: до 1000 ч. Поступил в музей в 1983 г.
37.
Турбовальный газотурбинный двигатель ТВ2-117А
ТВ2-117 — авиационный турбовальный двигатель, разработанный в 1959-1964 годах в ОКБ имени В. Я. Климова под руководством С.П.Изотова. Компрессор — 10-ступенчатый, с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА) и РНА первых трёх ступеней, с перепуском воздуха из-за шестой ступени. Турбина компрессора — двухступенчатая, свободная турбина, приводящая полезную нагрузку — также двухступенчатая. В камере сгорания установлены 8 рабочих форсунок и 2 пусковых воспламенителя. Главной особенностью ТВ2-117 является наличие в нём свободной турбины для передачи мощности двигателя на редуктор ВР-8. Вертолёты Ми-8 оснащались двумя ТВ2-117 и редуктором ВР-8. В случае выхода из строя одного из двигателей, мощности второго было достаточно для продолжения полёта. Правый и левый двигатели взаимозаменяемы, однако при замене необходимо изменить направление выхлопного патрубка. Силовая установка имеет систему автоматического управления оборотами несущего винта, а также систему синхронизации мощности обоих двигателей. Двигатель ТВ2-117А устанавливался на вертолётах Ми-8. Выпускался серийно в 1965-1997 гг. Всего на Пермском моторном заводе было построено 23000 экз. всех модификаций. Максимальная мощность: 1500 л.с. Номинальная мощность: 1000 л.с. Габариты: 2843×550×748. Масса: 334 кг. Ресурс: 12000 ч. Поступил в музей в 1983 г.
38.
Вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9
АИ-9 — вспомогательный газотурбинный двигатель (вспомогательная силовая установка), предназначенный для питания сжатым воздухом воздушных систем запуска газотурбинных двигателей вертолётов и самолётов, корабельных и энергетических установок, а также для питания бортовой сети при проверке радио и электрооборудования. Разработан ЗМКБ «Прогресс» им. академика А.Г.Ивченко в 1966 г. Воздух из атмосферы поступает через воздухосборник на вход в компрессор, сжимается в нем и разделяется за компрессором на два потока. Один поток поступает в камеру сгорания, а второй поток воздуха из компрессора, через отверстия в его корпусе, поступает в ресивер. Из ресивера через пропускной клапан автоматического действия воздух поступает в воздушную систему самолета или вертолета. По необходимости ВСУ можно использовать для обогрева салона самолета или вертолета на земле при низких температурах окружающего воздуха. Применяется на самолётах Як-40 и Ан-140, вертолётах Ка-27, Ка-29, Ка-32, Ка-50, Ми-14, Ми-24, Ми-28, Ми-8. Выпускается серийно на Запорожском моторостроительном заводе с 1966 г. Всего построено более 5000 экз. всех модификаций. Максимальная мощность: 290 л.с. Габариты: 888×530×490. Масса: 45 кг.
39.
Турбовальный двигатель ТВ3-117А
В 1965 г. в ЦИАМ поступил двигатель General Electric T58, контейнер с которым якобы был подобран в Атлантическом океане советским судном (есть версия, предполагающая операцию разведки). При его изучении выяснилось, что он технологически на голову превосходит ТВ2-117, а его тонкие и аккуратные лопатки изготавливаются холодной вальцовкой. Догонять Америку и внедрять эти новшества конструкторы ОКБ имени В.Я.Климова (Ленинград) стали в том же 1965 г.: опытный образец нового более мощного двигателя успели изготовить к 31 декабря, но он сгорел на испытаниях, как и последующий. Впервые за всю историю двигателестроения в России было принято решение на ТВ3-117 и изготавливать титановый ротор компрессора. С помощью электронно-лучевой сварки ротор был сварен из отдельных дисков. Доводка проводилась до 1972 г. под руководством С.П.Изотова и С.В.Люневича. Серийный выпуск начался с 1973 г. на Запорожском ПО «Моторостроитель» (ныне ПАО «Мотор Сич»), для чего предприятию пришлось освоить много новых технологий. После распада СССР производство вертолётов осталось в России, а производство двигателей к ним — на Украине. Поставки двигателей для гражданской вертолётной промышленности России велись по долгосрочным контрактам. В 1999-2001 гг. на ОАО «Климов» велась разработка модификации двигателя ВК-2500. В начале 2000-х годов Россия предпринимала попытки купить украинское двигателестроение, но получила отказ. После этого в России приняли решение о создании собственного полностью независимого производства вертолётных двигателей на базе ОАО «Климов». В кооперацию по полной локализации двигателя вошли НПЦ газотурбостроения «Салют», Московское машиностроительное предприятие имени В. В. Чернышёва и Уфимское моторостроительное производственное объединение. В 2011 г. в Санкт-Петербурге был заложен новый авиадвигательный завод — конструкторско-производственный комплекс «Петербургские моторы». В 2014 году сдана первая очередь нового завода. Двигатель ТВ3-117 имеет 12-ступенчатый осевой компрессор с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА) и направляющими аппаратами (НА) первых 4 ступеней. Камера сгорания — кольцевая, прямоточная. Турбина компрессора — 2-ступенчатая, осевая. Свободная турбина также имеет 2 ступени. Система управления и регулирования — гидромеханическая (на старых модификациях) и электро-гидромеханическая (на новых). ТВ3-117 в разных вариантах применяется на вертолётах Ми-8МТ, Ми-14, Ми-17, Ми-24, Ми-28, Ми-34, Ка-27, Ка-28, Ка-29, Ка-31, Ка-32, Ка-50, Ка-52, а также самолетах Ан-140. Двигатель ТВ3-117А устанавливался на вертолётах Ми-24А. Выпускается серийно с 1972 г. на Запорожском ПО «Моторостроитель» (в настоящее время ПАО «Мотор Сич»). С 2011 г. в варианте ВК-2500 выпускается в России ПАО «ОДК-Климов» на заводе КПК «Петербургские моторы». Всего выпущено более 22500 экз. всех модификаций. Максимальная мощность: 2200 л.с. Номинальная мощность: 1500 л.с. Габариты: 2055×660×728. Масса: 295 кг. Ресурс: 7500 ч (ТВ3-117В), до 12000 ч (ВК-2500). Поступил в музей в 1983 г.
40.
Все фотографии со знаком копирайта — мои собственные. Отсутствие этого знака означает заимствование из Интернета, в основном из Википедии, вызванного необходимостью создания наиболее полного и подробного описания объекта. Фотографии, помеченные звездочкой, имеют разрешение 1920 пикселей по горизонтали.
Хотите первыми узнавать о новых постах — подписывайтесь на мой канал в телеграм.