Газотурбинные танковые двигатели
| Скачать публикацию «ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ БРОНИРОВАННЫЕ МАШИНЫ 1945–1965 ГГ. (XVI)» в формате PDF |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
|
|
Газотурбинный двигатель ГТД-1 был разработан в СКБ турбинного производства ЛКЗ под руководством Г.А. Оглоблина для тяжелого танка «Объект 278» в соответствии с постановлением Совета Министров СССР №1037-603 от 28 мая 1955 г. Он представлял собой двухвальный (постоянного давления и открытого цикла) двигатель с редуктором частоты вращения выходного вала. Его общая компоновка была выполнена с максимальным приближением газовоздушного тракта (с осевой симметрией) к прямоточному, наибольшим удалением входа воздуха от выхода отработавших газов и учетом его поперечного расположения в МТО машины.
Использование прямоточного газовоздушного тракта обеспечивало наименьшие гидравлические потери и возможность последовательного расположения основных агрегатов в направлении движения рабочего газа в следующем порядке: компрессор – камера сгорания – турбина высокого давления – турбина низкого давления. При этом вход воздуха и выход отработавших газов располагались на противоположных сторонах двигателя.
Наличие осевой симметрии газовоздушного тракта обусловило симметричное расположение камер сгорания относительно оси двигателя.
В силовую схему ГТД-1 входили: корпус торцевого привода, корпус компрессора, наружный силовой кожух, конический патрубок, силовые ребра диффузора, опорный фланец и корпус понижающего редуктора (размещался за турбиной низкого давления). Между воздухоочистителем и выпускным газосборником турбины низкого давления располагалась коробка вспомогательных механизмов.
Компрессор двигателя – двухступенчатый, центробежный; первая ступень имела двухсторонний вход, вторая – односторонний.
Непосредственно на двигателе устанавливались: регулятор, стартер-генератор мощностью 5 кВт, датчики электротахометров, масляный и топливный фильтры, воздухоотделители, удалявшие воздух из топливной системы и системы смазки двигателя, обгонная муфта (между силовой турбиной и компрессором), масляные и топливные насосы, а также система автоматики и регулирования.
Специально разработанная для двигателя обгонная муфта оригинальной конструкции предотвращала раскрутку силовой турбины выше максимально допустимой частоты вращения и обеспечивала тормозные режимы (торможение двигателем), а также пуск двигателя с буксира. Ее конструкция оказалась настолько удачной, что впоследствии была использована в двигателе ГТД-350Т Ленинградского завода им. В.Я. Климова.
В процессе изготовления основных элементов двигателя и его сборки наибольшую трудность представляло обеспечение механической надежности компрессора. После длительных исследований на специальных стендах были разработаны конструкции упругих опор, обеспечивавших сдвиг резонанса системы в зону нерабочих частот вращения. Эти опоры установили сначала в первой, а затем и во второй ступенях турбокомпрессора, что позволило достичь требуемой частоты его вращения и резко снизить общий уровень динамических нагрузок. Однако дальнейшие исследования характеристик компрессора показали, что его параметры оказались существенно ниже, чем принятые для проекта двигателя. Кроме того, положение границы помпажа оказалось таким, что без применения специальных регулирующих устройств было практически невозможно создать турбину, удовлетворявшую условиям совместной работы с данным компрессором в области приемлемых для двигателя КПД.
Исследования компрессора в целом и раздельно по ступеням, а также с различными вариантами рабочих колес, выполненные совместно с ЦИАМ, показали, что для достижения даже небольших улучшений по КПД компрессора необходимы серьезные изменения в его конструкции. А это влекло за собой переделку всего двигателя.
Поэтому при доводке ГТД-1 с целью меньшего объема переделок согласование характеристик компрессора и турбины было достигнуто за счет снижения на 11,5% расхода воздуха в двигателе при соответствующем снижении его мощности.
Наиболее активное участие в разработке ГТД-1 принимали: Б.С. Фрумкин, В.Я. Нежлукто, И.В. Баженов, Е.М. Вольпер, Н.Ф. Галицкий, А.И. Гительман, А.М. Жарковский, К.М. Ильин, Н.Н. Крылова, А.И. Козлов, А.И. Песчанский, Г.А. Смирнов, A.M. Хонин и другие.
Первый опытный образец двигателя изготовили на ЛКЗ в 1958 г. Стендовые испытания ГТД-1, проведенные в том же году, показали, что характеристики ряда других элементов двигателя (турбины, система их воздушного охлаждения) также не соответствовали расчетным данным и способствовали дальнейшему снижению его мощности. Таким образом, вместо максимальной мощности 735 кВт (1000 л.с.), утвержденной в ТТТ, двигатель развивал только 441 кВт (600 л.с.). При этом расход топлива (571 г/кВт-ч (420г/л.с.-ч) в 1,5 раза превысил заданную величину. Кроме того, на режимах, близких к максимальной мощности, наблюдались помпажные явления в компрессоре. Продолжительность пуска двигателя в условиях низких температур составляла не более 3 мин, в нормальных условиях – 21 с.
В 1959 г. собрали второй двигатель и в 1960 г. – третий, на котором в декабре 1961 г. за счет ряда конструктивных изменений удалось получить мощность 507 кВт (690 л.с.). Постановлением Совета Министров СССР №747-310 от 19 июля 1960 г. ЛКЗ было предписано в 1961 г. завершить отработку двигателя ГТД-1 и стендовые испытания его опытных образцов с последующим представлением предложений по проведению дальнейших исследований. Доводка двигателя после ухода Г.А. Оглоблина из СКБ в 1960 г. осуществлялась под руководством Б.С. Фрумкина, а затем А.И. Гительмана до конца марта 1962 г.
В процессе доработки ГТД-1 в 1960–1962 гг. в СКБ турбинного производства ЛКЗ были проведены расчетно-конструкторские работы по анализу тепловых и конструктивных схем двигателя, в результате которых создали два его варианта мощностью 735 кВт (1000 л.с.) со стационарным (ГТД1-Гв6) и вращающимся (ГТД1-Гв7) теплообменниками.
Вариант двигателя ГТД1-Гв7 с регенератором барабанного типа, состоявшим из двух секций, являлся перспективным каксточки зрения достижения принятых в расчетах относительно высоких КПД агрегатов, так и с точки зрения создания работоспособной конструкции вращающегося теплообменника и промышленного освоения принятой высокой температуры газа, равной 1050°С.
В варианте ГТД1-Гв6 со стационарным теплообменником пластинчатого типа использовались характеристики элементов, базировавшихся на имевшихся опытных данных и реально достижимые на данном уровне развития газотурбинной техники. Расчетный удельный расход топлива ГТД1-Гв7 составлял 287 г/кВт-ч (211 г/л.с.-ч), ГТД1-Гвб – 394 г/кВт-ч (290 г/л.с.-ч). При отсутствии сопротивлений на всасывании и выпуске расчетный удельный расход топлива был равен, соответственно, 268 г/кВт-ч (197 г/л.с.-ч) и 348 г/кВт-ч (256 г/л.с.-ч).
В конструкции обоих двигателей предусматривалась возможность механического соединения вала тяговой турбины с валом турбокомпрессора с помощью обгонной муфты. В двигателях использовался одноступенчатый центробежный компрессор с простым двухопорным ротором, модель которого прошла испытания в ЦИАМ. Силовая турбина была спроектирована с учетом возможности установки дополнительных регулирующих органов, специфичных для транспортных двигателей (поворотных сопловых аппаратов и перепускных клапанов), которые обеспечивали возможность улучшения приемистости двигателей и ее использования для торможения машины. Применение вышеперечисленных регулирующих органов позволяло данным вариантам ГТД конкурировать по динамическим характеристикам с дизелями.
Использование одноступенчатого редуктора, единого блока вспомогательных механизмов с совмещенными в одном узле приводом и коробкой агрегатов, одной ступени вентилятора, служившей для подвода воздуха на охлаждение стартер-генератора, масляного радиатора, отсоса пыли из воздухоочистителя, а также подачи воздуха на охлаждение наружных поверхностей двигателя и корпусов турбин, не требовавших специального охлаждения, взначительной степени позволило упростить конструкцию ГТД. Кроме того, расположение секций как вращающегося, так и стационарного теплообменников и блоков камер сгорания по бокам двигателей облегчало осмотр и замену данных узлов без разборки всего двигателя.
 |
 |
 |
 |
 |
 |
Танковый газотурбинный двигатель ГТД-3Т, разработанный в 1961-1962 гг. Омским моторостроительным конструкторским бюро ОКБ-29 под руководством В.А. Глушенкова на базе вертолетного ГТД-3 (основание – решение Света Министров СССР №173РС от 24 января 1961 г.), имел мощность 515 кВт (700 л.с.) и удельный расход топлива в стендовых условиях 449–476 г/кВт-ч (330-350 г/л.с.-ч).
Работы по приспособлению вертолетного двигателя ГТД-3 для условий работы в танке развернулись в ОКБ-29 еще в 1960 г. Для исследования возможности применения вертолетного двигателя ГТД-3 в качестве силовой установки танка и отработки систем, обеспечивавших его работу, один из двигателей в 1960-1961 гг. прошел испытания в ходовом макете танка Т-54, изготовленном на заводе №174. Результаты испытаний и последующие доработки двигателя использовали при создании ГТД-3Т (в 1963 г. были изготовлены четыре образца).
Двигатель ГТД-3Т был выполнен по двухвальной схеме без теплообменника. Он имел лобовой картер, компрессор, камеру сгорания, компрессорную турбину, силовую турбину, редуктор и оснащался агрегатами топливной системы и регулирования, системы смазки и системы пуска.
В силовую схему ГТД-3Т входили: корпус лобового картера, средний и задний корпуса компрессора, силовые ребра диффузора, силовой корпус камеры сгорания с наружными и внутренними кожухами, корпус силовой турбины с фланцами для крепления корпусов понижающего редуктора и заслонок перепуска газа.
Лобовой картер двигателя служил для размещения переднего радиально-упорного шарикоподшипника ротора компрессора, а также для установки и привода агрегатов. Монтировавшийся спереди обтекатель и кок образовывали вместе с корпусом лобового картера кольцевой канал для входа воздуха в компрессор. Внутри корпуса лобового картера располагались шестерни центральной коробки приводов. Корпус лобового картера отливался из алюминиевого сплава АЛ-5 и состоял из наружного кольца и внутреннего полого корпуса, соединенных между собой четырьмя полыми стойками. С правой и левой стороны наружного кольца имелись приливы, к которым шпильками крепились правая и левая коробки приводов (топливного насоса «агрегат 771», датчика частоты вращения ротора турбокомпрессора ДТЭ-2 и вентилятора, установленного на левой коробке приводов). На правой коробке приводов монтировался стартер СТ-1ПТ мощностью 8,4 кВт, передававший вращение ротору компрессора, масляный насос и центробежный вентилятор. В верхней части корпуса на отливном стакане устанавливался фильтр тонкой очистки масла с перепускным клапаном.
Компрессор – осецентробежный, семиступенчатый (первые шесть ступеней осевые, последняя – центробежная), состоял из ротора, среднего и заднего корпусов. Двухопорный ротор компрессора барабанно-дисковой конструкции включал передний вал, выполненный за одно целое с колесом вращающегося направляющего аппарата, пять рабочих колес с лопатками, четыре промежуточных диска, задний вал (колесо вращающегося направляющего аппарата) и крыльчатку центробежной ступени.
Средний корпус отливался из алюминиевого сплава АП-5 и выполнялся разъемным в вертикальной плоскости. Его соединение и взаимная центровка осуществлялись с помощью призонных болтов. Задний корпус компрессора представлял собой сварной узел, изготовленный из нержавеющей стали. Он состоял из наружного и внутреннего колец, соединенных между собой лопатками осевого диффузора. К внутреннему кольцу приваривались две боковые стенки с корпусом роликового подшипника ротора.
На передней стенке заднего корпуса устанавливался радиальный диффузор и торцевой лабиринт, уменьшавший перетекание воздуха в рабочую полость за крыльчаткой компрессора. На наружном кольце приваривались два фланца под передние опоры двигателя.
Компрессор имел систему перепуска воздуха в атмосферу, которая предназначалась для облегчения беспомпажного пуска и устойчивой работы компрессора на переходных режимах. Перепуск осуществлялся из пятой ступени компрессора через два поршневых клапана, управляемых автоматически с помощью электромагнитного крана, получавшего команду по давлению воздуха за компрессором отдатчика степени сжатия (2ДССП-4,2/1). Кроме того, был предусмотрен перепуск воздуха за компрессором через специальный клапан, устанавливавшийся на силовом корпусе камеры сгорания.
Камера сгорания – кольцевая, полупетлевая с вращающейся форсункой открытого типа с боковым подводом топлива, обеспечивавшей хороший распыл. На силовом корпусе камеры сгорания устанавливались два запальных устройства факельного типа с индивидуальной камерой, форсункой (открытая, струйная) пускового топлива и электроискровой свечей в каждом, обеспечивавших воспламенение топлива при пуске двигателя. На двигателе монтировался топливный насос-регулятор («агрегат 771») – шестеренчатый с центробежным всережимным статическим регулятором. В качестве топлива (основного и пускового) использовался только авиационный керосин Т-1 или ТС-1.
Компрессорная турбина – двухступенчатая, осевая, служила для привода компрессора и других обеспечивавших агрегатов (насос-регулятор, масляный насос системы смазки, топливная форсунка и др.). Все детали турбины, работавшие в условиях высоких температур, изготавливались из жаропрочных сплавов.
Корпус турбины представлял собой сварной узел, включавший наружное и внутреннее кольца, соединенные между собой полыми стойками. Силовые элементы корпуса были защищены от действия высоких температур специальными экранами.
Силовая турбина –двухступенчатая, осевая. Ротор турбины монтировался на двух подшипниках (шариковом и роликовом). Корпус турбины был выполнен в виде сварного узла и предназначался для образования проточной части выходного газового тракта. Для охлаждения ротора, подшипников опор и других деталей силовой турбины подавался воздух от центробежного вентилятора, располагавшегося в правой коробке приводов.
Вал турбины соединялся с ведущей шестерней понижающего редуктора шлицевым валом. На редукторе монтировались механизм управления заслонками перепуска газа (пневмоцилиндр), регулятор частоты вращения ротора силовой турбины («агрегат 747») и задние опоры двигателя.
Корпус заслонок состоял из двух патрубков, двух заслонок, крепившихся на осях, соединенных между собой шлицевой втулкой. На заслонках по наружному диаметру имелись пазы, в которые вкладывались уплотнительные кольца. Патрубки заслонок соединялись с патрубками перепуска на корпусе турбины компрессора компенсаторами (гофры), которые обеспечивали осевое перемещение двигателя при нагреве.
Система пуска и зажигания – электромеханическая, автоматическая, обеспечивавшая пуск двигателя при помощи стартера СТ-1 ПТ от танковых аккумуляторных батарей. В ее состав также входили: автомат пуска ДПД-50П (воздушный, работал на перепаде давления), две катушки зажигания Кр-12СИ и два запальных устройства.
Регулятор частоты вращения ротора силовой турбины – статический, правого действия, имел привод от силовой турбины.
Режим работы автомата пуска – повторно кратковременный, с перерывами в 2 мин между первым и вторым, а также между третьим и четвертым включением. Перерыв между вторым и третьим включением составлял 10 мин. После каждого цикла из четырех включений требовался перерыв до полного охлаждения двигателя.
Для нагнетания и очистки воздуха, а также охлаждения ГТД применялась оригинальная конструкция нагнетателя с инерционной решеткой и осевым вентилятором горизонтального расположения, имевшего привод от вала турбокомпрессора. Удаление пыли из пы-лесборника радиально-инерционной решетки производилось эжек-ционным способом.
Система смазки двигателя – с «сухим» картером. Шестеренчатый масляный насос МН-ЗН, использовавшийся в системе, имел одну нагнетающую и четыре откачивающие секции и перепускной клапан.
Для устранения обледенения элементов входного устройства двигателя на всех режимах работы в условиях низких температур и большой влажности воздуха имелась противообледенительная система, которая обеспечивала обогрев входной кромки лопаток входного направляющего аппарата компрессора горячим воздухом.
Двигатель обеспечивал следующие режимы работы:
– номинальной мощности (515 кВт (700 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 25500 и 15000 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 449 г/кВт-ч (330 г/л.с.-ч) – в течение 30 мин;
– 0,8 максимальной мощности (412 кВт (560 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 24000 и 12000 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 494 г/кВт-ч (363 г/л.с.-ч) – без ограничения по времени;
– 0,5 максимальной мощности (257 кВт (350 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 22000 и 11000 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 598 г/кВт-ч (440 г/л.с.-ч) – без ограничения по времени;
– малого газа при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 18000 и 9000 мин1 соответственно и часовым расходом топлива 78 кг/ч – без ограничения по времени;
– малого маневренного газа при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 20000 и 10200 мин1 соответственно и часовым расходом топлива 85 кг/ч – в течение 5 мин;
– торможения (мощность 147 кВт (200 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 20000 и 21000 мин1 соответственно – в течение 5 мин.
Время выхода двигателя от момента пуска на режим малого газа при температуре окружающего воздуха от -40 до +40°С не превышало 1 мин.
Стендовые и пробеговые испытания двигателя ГТД-3Т, установленного в ходовом макете танка Т-55, провели во ВНИИ-100 в 1961 -1964 гг., а в танке «Объект 167Т» – в Нижнем Тагиле в 1963-1965 гг. Это позволило определить основные проблемные вопросы, связанные с созданием танковой газотурбинной силовой установки, и возможный уровень топливо-экономических и динамических характеристик танка с ГТД.
|
|
|
|
С учетом результатов проведенных испытаний и на основании решений комиссии ВСНХпо военно-промышленным вопросам №199 от 5 августа 1964 г. ОКБ-29 в 1964-1965 гг. доработало конструкцию ГТД-3Т и изготовило опытный образец более экономичного двигателя, получившего наименование ГТД-3ТУ (У – для Урала). В стендовых условиях двигатель развивал мощность 588 кВт (800 л.с.), в условиях объекта ее величина составляла 515 кВт (700 л.с.). По сравнению со своим предшественником он имел ряд существенных конструктивных и эксплуатационных отличий:
– уменьшен удельный расход топлива до 394-408 г/кВт-ч (290-300 г/л.с.-ч) вместо 449-476 г/кВт-ч (330-350 г/л.с.-ч);
– при соответствующем изменении регулировки топливной аппаратуры двигатель мог работать на дизельном топливе;
– увеличены проходные сечения газосборника турбины компрессора и выходной улитки;
– на корпусах перепускных патрубков устанавливались два пневмоцилиндра (вместо одного) с раздельными приводами к
заслонкам перепуска с автоматической подачей воздуха от компрессора;
– для исключения нагрева воздуха, поступавшего в двигатель, в конструкцию антипомпажных клапанов были введены два патрубка, предназначавшиеся для отвода перепускного воздуха в «горячий» отсек МТО;
– изменены координаты выходного вала редуктора двигателя;
– на лобовом картере устанавливался центробежный суфлер;
– улучшено торцевое уплотнение двигателя;
– для исключения возможности накапливания топлива в камере сгорания при неудачных пусках двигателя введен дренаж топлива из камеры сгорания;
– на двигателе монтировались стартер-генератор СТГ-12ТМО-1000 мощностью 12 кВт и масляный насос трансмиссии (на правой коробке приводов лобового картера), имевшие привод от турбокомпрессорного блока.
Установка масляного насоса для обслуживания систем гидросервоуправления и смазки трансмиссии с приводом от турбокомпрессора позволила исключить применение дополнительных масляных насосов с автономными электроприводами, которые в танке «Объект 167Т» обеспечивали поддержание необходимого давления
масла в бустерах синхронизаторов при низкой частоте вращения ротора силовой турбины, когда масляный насос коробки передач не давал требуемого давления.
В состав системы пуска и остановки двигателя ГТД-3ТУ, помимо стартер-генератора СТГ-12ТМО-1000, входили: панель пуска стартер-генератора (ПСГ-28), автоматическая панель пуска (АПД-28), автомат защиты от перенапряжения (AЗП-8M-IV), регулятор напряжения (PH-18-II), щиток электроприборов водителя, коробки управления (КУ-1, КУ-2) и реле (КТ-1, КРР), сигнальный щиток (СШ) и система зажигания. Для остановки двигателя вместо рычага ручного газа в приводе топливного насоса использовался специальный электромагнитный клапан.
В трассе выпуска отработавших газов двигателя монтировались две форсунки ТДА, к которым для дымообразования под воздействием сжатого воздуха из отдельного (наружного) бачка подавалось масло Б-3В.
Габариты двигателей ГТД-3ТУ и ГТД-3Т были практически одинаковыми, однако масса первого (без редуктора) возросла и составила 400 кг.
В 1966-1967 гг. двигатель ГТД-3ТУ прошел ходовые испытания во ВНИИтрансмаш (до 1966 г. – ВНИИ-100) в опытном танке «Объект 166ТМ» Уралвагонзавода, по результатам которых был сделан вывод о недостаточной эффективности системы воздухоочистки (0,96-0,97), приводившей к сильному эрозийному износу осевой части компрессора.
Участие в создании силовых установок танков «Объект 167Т» и «Объект 166ТМ» с двигателями ГТД-3Т и ГТД-3ТУ от КБ Уралвагонзавода принимали: И.А. Набутовский, Л.А. Вайсбурд, Э.Б. Вавилонский, В.А. Семененко, В.И. Гриб, Ю.И. Иванов, С.Ф. Петров, С.А. Кущ, В.М. Дудаков, М.Г. Кизин; от ОКБ-29 – А.А. Трофимов, И.С. Макейкин; от НИИД – Н.И. Троицкий, В.А. Велович; от ВНИИ-100 – М.А. Храпко, А.И. Ферштудт, В.А. Четвертаков, Е.В. Калинина-Иванова и другие.
|
|
 |
 |
В 1965 г. в соответствии с решениями комиссии ВСНХ СССР по военно-промышленным вопросам №199 от 5 августа 1964 г. и №24 от 26 февраля 1965 г. в ОКБ-29 совместно с ВНИИ-100 на базе вертолетного двигателя ГТД-3Ф (форсированный вариант ГТД-3) мощностью 662 кВт (900 л.с.) был создан опытный танковый двигатель ГТД-3ТЛ (Л – для Ленинграда), мощность которого в стендовых условиях составляла 588 кВт (800 л.с.), а удельный расход топлива – 388–408 г/кВт-ч (285–300 г/л.с.-ч). В условиях работы в танке мощность двигателя достигала 478 кВт (650 л.с.). Схема этого двигателя была аналогична схеме ГТД-3Т и ГДТ-ЗТУ. Между собой двигатели отличались некоторыми конструктивными особенностями, связанными с различными схемами компоновок МТО танков, для которых они предназначались.
Двигатель ГТД-3ТЛ планировался к использованию в опытном танке «Объект 432» харьковского завода им. В.А. Малышева, имевшем обозначение «Объект 003» (Т-64Т). Проект ГТСУ выполнял ВНИИ-100 под руководством А.П. Крюкова (с января 1967 г. – В.В. Антонова). Активное участие в работах принимали: С.Я. Альтшуль, О.В. Аносов, Ю.Б. Берлин, B.C. Дубов, Л.Н. Ермолаева, Ж.А. Гамаюнова, B.C. Громов, В.Н. Кузнецов, Б.А. Некрасов, Ю.Е. Панков, М.И. Романов, Ю.В. Рыбин, А.С. Семенов, А.Н. Скорняков и другие; от ОКБ-29 – А.А. Арсеньев, Т.Д. Бедрина, Н.М. Бурмистров, В. Жилин, А. Коно-пельский, Л.И. Романов, П. Таланчук, А.А. Трофимов.
В МТО танка «Объект 003» ГТД-3ТЛ устанавливался поперек корпуса на четырех эластичных опорах (они обеспечивали свободное перемещение в двух направлениях, перпендикулярных друг другу, при изменениях линейных размеров двигателя из-за его нагрева) с размещением входного отверстия компрессора в сторону правого борта и выпускного патрубка за кормой броневого корпуса. Он отличался от ГТД-3Т и ГТД-3ТУ следующими особенностями:
– измененной проточной частью компрессора (по высоте лопаток и углам установки направляющих лопаток);
– новой конструкцией лобового картера с коробками приводов для агрегатов, обслуживающих системы двигателя;
– использованием быстроходного и силового редукторов, уменьшавших частоту вращения силовой турбины двигателя с 22000 до 3120 мин1 и передававших крутящий момент входным валам бортовых коробок передач (между собой оба редуктора были связаны эластичной муфтой);
– измененной проточной частью турбины компрессора (в связи с уменьшением расхода газа);
– конструкцией тракта выпуска отработавших газов, обеспечивавшей их выброс на корму танка;
– возможностью работы на различных сортах топлива (авиационном, дизельном и неэтилированных бензинах).
Выпускной коллектор и наиболее нагретые части двигателя (в районе камеры сгорания) были дефлектированы одним общим кожухом, внутрь которого подавался охлаждающий воздух, образовывавший вокруг нагретых частей двигателя подвижную воздушную рубашку.
Основные режимы работы двигателя:
– номинальная эквивалентная мощность (588 кВт (800 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 25000 и 17500 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 408 г/кВт-ч (300 г/л.с.-ч) – в течение 30 мин.;
– 0,8 максимальной мощности (471 кВт (640 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 23700 и 16500 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 435 г/кВт-ч (320 г/л.с.-ч) – без ограничения по времени;
– 0,5 максимальной мощности (294 кВт (400 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 21500 и 14000 мин1 соответственно и удельным расходом топлива 517 г/кВт-ч (380 г/л.с.-ч) – без ограничения по времени;
– малый газ при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 18000 и 9000 мин1 соответственно и часовым расходом топлива 60 кг/ч – без ограничения по времени;
– торможение (мощность 147 кВт (200 л.с.) при частоте вращения роторов компрессора и силовой турбины 22000 и 20000 мин1 соответственно – в течение 5 мин.
Время выхода двигателя с режима малого газа на номинальный режим не превышало 4–6 с. Время подготовки и пуска двигателя независимо от температуры окружающего воздуха составляло: с проведением предварительной холодной прокрутки – 2 мин, без предварительной холодной прокрутки – 35-40 с.
Два опытных образца двигателя ГТД-3ТЛ были изготовлены в 1965-1966 гг. и последовательно (в 1967-1968 гг.) прошли испытания в танке «Объект 003» на полигоне ВНИИтрансмаш. Общий пробег танка с ГТД составил 3000 км. В процессе испытаний были выявлены хорошие тягово-динамические характеристики танка и пусковые качества двигателя в условиях низких температур. Однако, как и при испытаниях в Нижнем Тагиле, в условиях значительной запыленности воздуха резко снизилась долговечность двигателя. При разборке двигателя был обнаружен износ деталей компрессора и уплотнений, что привело к снижению эффективных показателей ГТД и к ограничению его ресурса.
Принятая на двигателях ГТД-3Т, ГТД-3ТУ и ГТД-3ТЛ система перепуска газа (минуя силовую турбину) обеспечивала возможность улучшения пуска и приемистости турбокомпрессора, а также быстрого уменьшения крутящего момента при переключении передач. Однако она не позволила получить необходимые тормозные качества двигателей, которые бы гарантировали сопоставимую с дизелем эффективность торможения танка.
 |
 |
 |
|
|
 |
 |
 |
В 1965-1966 гг. в ОКБ-29 был разработан еще один танковый вариант вертолетного двигателя серии ГТД-3Т – более мощный и экономичный ГТД-3ТП. Проектные работы по его установке в танк «Объект434» («Объект 004») вел ВНИИ-100. Буква«П» в наименовании двигателя обозначала его продольное расположение в МТО танка. Параллельно в ОКБТ ЛКЗ был предложен вариант установки этого двигателя в МТО опытного танка с ракетным оружием «Объект 287».
Как и предыдущие двигатели этой серии, ГТД-3ТП был создан по двухвальной схеме без теплообменника и состоял из турбокомпрессорного блока и силовой турбины. Мощность двигателя в стендовых условиях составляла 699 кВт (950 л.с.), удельный расход топлива – 360 г/кВт-ч (265 г/л.с.-ч). В условиях объекта мощность на валу турбины должна была быть не менее 515 кВт (700 л.с.). Турбокомпрессорный блок включал в себя осецентробежный компрессор, двухступенчатую осевую турбину и полупетлевую камеру сгорания.
Агрегаты двигателя (масляный насос, топливный регулятор, топливоподкачивающий насос, стартер-генератор СТГ-18 мощностью 18 кВт, компрессор АК-150), центробежный вентилятор системы охлаждения, а также масляные насосы трансмиссии приводились в действие от ротора турбокомпрессора с помощью угловой передачи и торсионного валика. Все эти агрегаты монтировались на гитарах, которые были объединены с редуктором двигателя в единый силовой блок. Величина мощности, отбираемой от турбокомпрессора на привод агрегатов, составляла 63 кВт (85 л.с).
Двигатель был приспособлен к работе на различных сортах авиационного и дизельного топлива, а также неэтилированного бензина.
В связи с тем, что применявшаяся ранее система перепуска газа не обеспечивала необходимых тормозных качеств двигателя, на ГТД-3ТП был применен регулируемый сопловой аппарат (РСА) силовой турбины.
Расчетно-конструкторские и экспериментально-исследовательские работы по различным способам регулирования (в том числе и РСА силовой турбины) были проведены в НИИД. Эти работы показали целесообразность использования РСА как средства регулирования, позволившего комплексно решить вопрос улучшения топливной экономичности (в двигателе с теплообменником), улучшения приемистости турбокомпрессора (снижение времени его разгона до режима, соответствующего максимальной мощности) на 25–40%, получения тормозной мощности до 50% от расчетной мощности двигателя, уменьшения крутящего момента при переключении передач, защиты силовой турбины от раскрутки со стороны танка и др.
Выпускной коллектор отработавших газов и наиболее нагретые части двигателя (в районе камеры сгорания) также были дефлектированы одним общим кожухом. Внутрь дефлектора подавался воздух из напорной ветви вентилятора системы охлаждения двигателя, который создавал подвижную рубашку вокруг нагретых частей двигателя. Нагретый воздух из дефлектора выходил наружу через трассу выброса охлаждающего воздуха системы охлаждения в сторону кормы танка и вместе с отработавшими газами через общий бронированный колпак, располагавшийся в корме, направлялся наружу вниз. Все эти мероприятия позволили обеспечить выполнение требований по тепломаскировке.
Работы по ГТСУ танка «Объект 004» так и остались на стадии ОКР. В 1968 г. они были прекращены в связи с проектированием в ОКБ-117 специального танкового газотурбинного двигателя ГТД-1000Т мощностью 735 кВт (1000 л.с.) и повышенной экономичностью.
Двухвальный газотурбинный двигатель ГТД-350Т конструкции ОКБ-117 Ленинградского завода им. В.Я. Климова, созданный в 1963 г. под руководством С.П. Изотова, являлся модификацией вертолетного двигателя ГТД-350, приспособленного для работы в танке. Он имел невращающийся кольцевой теплообменник пластинчатого типа для улучшения топливной экономичности, осецентробежный турбокомпрессор, камеру сгорания, свободную силовую турбину, цилиндрический редуктор с муфтой обгона и конический понижающий редуктор. Без теплообменника мощность двигателя ГТД-350Т составляла 294 кВт (400 л.с.), удельный расход топлива – 476 г/кВт-ч (350 г/л.с.-ч). С теплообменником эти показатели уменьшались соответственно до 290 кВт (395 л.с.) и 360–408 г/кВт-ч (265-300 г/л.с.-ч).
Осецентробежный турбокомпрессор состоял из компрессора с двухопорным ротором дискобарабанного типа с центральным стяжным болтом, радиального корпуса из алюминиевого сплава с продольным разъемом и турбины. Компрессор имел семь осевых ступеней с постоянным наружным диаметром и одну центробежную ступень, радиальный безлопаточный диффузор и улитку с пятью выходными патрубками.
Турбина компрессора – осевая, одноступенчатая с диском конического профиля, располагавшимся консольно. Двухопорный ротор турбины соединялся с ротором компрессора шлицевой рессорой.
Сопловой аппарат оснащался разборным центральным обтекателем. На выходе из теплообменника устанавливалась улитка с выпускным патрубком отработавших газов.
Камера сгорания – кольцевая, прямоточная с пусковой и основной форсунками и электроискровой свечой. В качестве топлива могли использоваться как авиационный керосин, так и различные виды дизельного топлива и неэтилированного бензина.
Осевая двухступенчатая силовая турбина с дисками конического профиля и двухопорным ротором имела рабочие лопатки с полками, лабиринтными уплотнениями по периферии и сварные сопловые аппараты.
При определенных режимах работы, установленная обгонная муфта обеспечивала блокировку силовой турбины с компрессором, превращая двухвальный двигатель в одновальный. Это обеспечивало возможность пуска двигателя с буксира или механически, торможение двигателем в режиме тормозной мощности (до 221 кВт (300 л.с.), позволяло ограничить частоту вращении турбины при отключении нагрузки, а также улучшало приемистость двигателя и устойчивость его работы.
Цилиндрический и конический (понижающий) редукторы являлись основными элементами двигателя, через которые передавался крутящий момент от ротора силовой турбины на выходной вал.
С приводом от турбокомпрессора на двигателе устанавливались: авиационный стартер-генератор ГСР-СТ-12000 мощностью 12 кВт, насос-регулятор, вентилятор-сепаратор, масляные насосы двигателя и трансмиссии. Вентилятор-сепаратор был оборудован электрогидравлическим устройством, обеспечивавшим регулирование интенсивности охлаждения.
Всего было изготовлено 15 двигателей, которые прошли стендовые, а затем и ходовые испытания. В процессе доработки двигателей по результатам стендовых испытаний в их конструкцию были введены следующие основные мероприятия:
– увеличен гидравлический диаметр газовоздушных каналов теплообменника;
– применено двухступенчатое регулирование пуска двигателя;
– установлены дренаж улитки и компенсатор температурных расширений теплообменника;
– улучшена конструкция автоматической муфты сцепления и муфты блокировки конического редуктора;
– использована камера сгорания испарительного типа с двумя пусковыми воспламенителями.
ГТД-350Т предназначался для использования в опытном танке с ракетным оружием «Объект 288» в составе спаренной силовой установки с продольно-параллельным расположением двигателей (такая схема потребовала увеличения длины корпуса танка и, со-
ответственно, объема МТО до 3,4 м3). К отработке ГТСУ с ГТД-350Т привлекались ВА БТВ им. Малиновского Р.Я., ВНИИ-100 и ЛПИ им. М.И. Калинина.
Компоновка силовой установки была выполнена таким образом, что камеры сгорания двигателей находились в кормовой части корпуса. В камеры сгорания воздух подавался из воздухоочистителей через трубопроводы, а рабочий газ из камер сгорания к тяговым турбинам – по центральному газопроводу через теплообменники.
Мощность одного двигателя в объектовых условиях составляла 257 кВт (350 л.с.), удельный расход топлива – не более 408 г/кВт-ч (300 г/л.с.-ч).
Пуск первого двигателя осуществлялся от аккумуляторных батарей, а второго – механическим способом от работающего первого двигателя или электрическим способом от генератора работающего двигателя. Кроме того, был предусмотрен пуск двигателя от внешнего источника питания напряжением 28–30 В. Продолжительность пуска двигателей при температуре окружающего воздуха -40°С не превышала 5 мин. Время выхода двигателя с режима малого газа на режим номинальной мощности составляло 6,6-8,4 с.
При необходимости один из двигателей мог отключаться от трансмиссии с помощью электромеханического привода муфты конического (суммирующего) редуктора. Синхронизация работы двух ГТД производилась с помощью индивидуальных приводов подачи топлива и двух тахометров, позволявших контролировать работу силовой установки.
В 1966-1967 гг. ходовой макет танка «Объект 288» прошел заводские полигонные испытания, но преимуществ по сравнению с одним двигателем ГТД-3ТЛ равной мощности получено не было. В связи с этим обстоятельством и отказом завода им. В.Я. Климова перейти на соосную установку двигателей ГТД-350Т, дальнейшие работы по двигателю, как и опытному танку «Объект 288» в 1968 г. прекратили.
В работах по ГТД-350Т и силовой установке танка «Объект 288» принимали участие: от ОКБ-117 – П.Е. Сутулов, от ОКБТ ЛКЗ – Н.Ф. Шашмурин, Н.Ф Галицкий, Е.П. Дедов и др.
В эти же годы в конструкторском бюро ЛКЗ совместно с КБ завода им. В.Я. Климова с целью дальнейшего улучшения характеристик двигателя ГТД-350Т и повышения его мощности были проведены проектные и экспериментальные работы по созданию новой газотурбинной силовой установки для танка. Были выполнены два проекта.
 |
|
 |
|
 |
|
|
|
|
 |
|
 |
|
 |
|
В первом проекте предусматривалось создание силовой установки с двумя поперечно-соосными спаренными или соосно-спаренными унифицированными двигателями ГТД-Т*, где наряду с использованием основных узлов двигателя ГТД-350Т (турбокомпрессор, теплообменник и др.) предполагалось применение кольцевой камеры сгорания испарительного типа и блокировка турбокомпрессора со свободной турбиной механизмом фрикционного типа, что позволило улучшить эксплуатационные показатели силовой установки (топливную экономичность, разгонные и тормозные характеристики), а также существенно упростить конструкцию и снизить трудоемкость изготовления.
* - Не путать с проектом газотурбинного двигателя ЧТЗ.
Эта ГТСУ предполагалась к установке в МТО опытного танка «Объект 432», которому было присвоено заводское обозначение «Объект 289». В связи с тем, что новые элементы этого варианта силовой установки были не опробованы, а завод им. В.Я. Климова не видел перспективы развития ГТД в этом направлении, дальнейшие проработки двигателя прекратили.
Во втором эскизном проекте была выполнена спаренная установка газотурбинных двигателей ГТД-450Т мощностью по 331 кВт (450 л.с.) с компрессором центробежного типа, регулируемым сопловым аппаратом силовой турбины и вращающимся ситаловым теплообменником. Согласно проекту, двигатели в ГТСУ, монтировавшейся в МТО опытного танка «Объект 432» (он также проходил как «Объект 289»), имели продольное расположение. В условиях объекта мощность каждого двигателя должна была составлять 279 кВт (380 л .с.). Однако из-за существенных габаритов силовой установки и необходимости увеличения объема МТО для размещения необходимого запаса топлива проектные работы также прекратили.
Создание танкового ГТД, впоследствии получившего наименование ГТД-700, началось в ОКБ-6 ЧТЗ в 1961 г. на основании распоряжения Совета Министров СССР №2350 от 15 августа 1961 г. Двигатель предназначался к установке в опытный танк с ракетным оружием «Объект 775», разрабатывавшийся в специальном (танковом) конструкторском бюро ЧТЗ. Тактико-технические требования на ГТД-700 были согласованы в декабре 1961 г. На основании этих требований двигатель должен был иметь объектовую мощность 515 кВт (700 л.с.) и удельный расход топлива 381 г/кВт-ч (280 г/л.с.-ч). Заданный расход топлива был на 68-136 г/кВт-ч (50-100 г/л.с.-ч) ниже расхода топлива лучших вертолетных ГТД того времени, которые испытывались в условиях наземных объектов.
Во втором квартале 1962 г. эскизный проект двигателя из ОКБ-6 направили на отзыв в НИИ и ОКБ Министерства авиационной промышленности. После получения положительных отзывов в конструкторском бюро продолжили работу над техническим проектом двигателя и выпуском конструкторской документацией для производства опытных образцов. Уже во второй половине 1963 г. ЧТЗ приступил к изготовлению основных узлов камеры сгорания, секций теплообменника, турбин, компрессора, редуктора и стендов для проведения испытаний. Два первых опытных образца ГТД-700, собранные в 1965 г., сразу же направили на доводочные, а затем и стендовые испытания. В целом стендовые испытания двигателя подтвердили правильность принятых конструкторских решений и получение заданных параметров.
В создании первых опытных образцов двигателя большую помощь ЧТЗ оказали ОКБ-29 и НИИД. Так, в ОКБ-29 изготовили компрессоры, а на опытной базе НИИД – турбины компрессоров. Первая экспериментальная секция сотового теплообменника и камера сгорания также прошли испытания на стендах в НИИД. Кроме того, сотрудники НИИД под руководством Д.А. Портного выполнили расчеты, профилирование лопаток турбин и компрессоров.
Большой вклад в создание ГТД-700 внесли главный конструктор В.Б. Михайлов и ведущие специалисты Н.Ф. Строков, Х.И. Шварцман, B.C. Коробченко, А.В. Баулькин, Л.А. Поздеев, Е.А. Миллер, П.Б. Коган, В.Б. Панафидин, Е.П. Нестеренко и другие.
ГТД-700 представлял собой двухвальный газотурбинный двигатель со стационарным четырехсекционным теплообменником, с силовой турбиной низкого давления и РСА. В стационарных условиях он развивал мощность 618 кВт (840 л.с.) и имел удельный расход топлива 320–326 г/кВт-ч (235–240 г/л.с.-ч). В условиях объекта значения этих параметров составляли, соответственно, 515 кВт (700 л.с.) и 367 г/кВт-ч (270 г/л.с.-ч).
Турбины были выполнены осевыми, двухступенчатыми. Компрессор имел шесть осевых и одну центробежную ступени. При проектировании компрессора двигателя ГТД-700 в качестве прототипа был использован опытный семиступенчатый осецентробежный компрессор вертолетного двигателя ГТД-750. Компактный стационарный теплообменник поперечного тока (двухходовой по воздуху) со степенью регенерации 0,62 имел ящичную конструкцию (четыре блока попарно по сторонам турбины) с пластинчато-ребристыми поверхностями набивки.
В двигателе применялись четыре индивидуальные прямоточные камеры сгорания, расположенные попарно с двух сторон. Сопловые лопатки первой ступени турбины компрессора имели воздушное охлаждение. За силовой турбиной располагался понижающий одноступенчатый редуктор, обеспечивавший частоту вращения выходного вала двигателя 3000 мин1. В техническом проекте и на двух первых образцах двигателя была использована система перепуска газа из полости перед силовой турбиной в выпускной тракт двигателя, минуя силовую турбину. Клапаны перепуска газа, установленные в четырех патрубках, имели пневматическое управление. Седла клапанов при их закрытии для лучшего уплотнения поджимались сильфонами. На последующих трех образцах двигателя, изготовленных в 1965 г., были установлены РСА обеих ступеней силовой турбины.
Удельный расход топлива при максимальной мощности двигателя составлял 320-325 г/кВт-ч (235-240 г/л.с.-ч). Для того времени ГТД-700 имел высокие характеристики и меньший расход топлива, чем двигатели без теплообменника. В танке двигатель работал с одноступенчатым циклонным воздухоочистителем со степенью очистки 0,97. Для этого в конструкции теплообменника были выполнены оптимальные гидравлические диаметры воздушных и газовых каналов; каналы теплообменных секций не имели резких поворотов; выбраны необходимые скорости в них воздуха и газа и оптимальные температуры теплоносителей.
Все пять изготовленных опытных образцов ГТД-700 успешно прошли стендовые, а затем и ходовые испытания. Один из двигателей в начале 1968 г. установили в танке «Объект 775Т», а в марте того же года был произведен его пуск непосредственно на объекте. В МТО машины двигатель располагался продольно, в одном блоке с трансмиссией. За период с марта 1968 г. по апрель 1969 г. танк «Объект 775Т» прошел около 900 км, при этом наработка ГТД-700 составила 100 ч.
Расчетно-теоретические исследования, выполненные в НИИД, показали, что в перспективе, совершенствуя элементы этого двигателя, можно было при той же температуре газа перед турбиной (976°С) повысить мощность ГТД-700 (вариант ГТД-700М) до 735 кВт(1000 л.с.), а удельный расход топлива уменьшить до 286-299 г/кВт-ч (210-220 г/л.с.-ч). Однако прекращение работ по танку «Объект 775Т» привело в 1969 г. к остановке дальнейшей доводки этого двигателя.
В 1965-1966 гг. во ВНИИ-100 и ОКБТ ЛКЗ были выполнены предварительные компоновки установки двигателя в варианте ГТД-700М в МТО опытных танков «Объект 432» и «Объект 287» соответственно. Однако анализ компоновочных схем показал, что использование этого двигателя в данных машинах приводило к необходимости существенных переделок кормовой части их броневых корпусов, а недостаточные объемы существовавших МТО не обеспечивали размещения систем и узлов силовых установок с необходимым запасом топлива. Эти варианты компоновок МТО с ГТД-700М не получили дальнейшего развития.
Опыт, накопленный при создании двигателя ГТД-700, впоследствии был использован при разработке газотурбинного двигателя для боевой машины пехоты БМП-1.
Таким образом, многочисленные попытки приспособления вертолетных двигателей для работы в составе силовой установки танка в середине 1960-х гг. не дали положительных результатов, однако позволили определить основные особенности применения ГТД в танках в различных условиях эксплуатации и концепцию создания систем силовой установки (воздухоочистки, обеспечения подводного вождения и др.). В итоге был сделан вывод о необходимости создания ГТД, специально спроектированного для силовой установки танка. По решению правительства создание танкового ГТД было передано в авиационную промышленность. Дальнейшую разработку специальной танковой газотурбинной силовой установки продолжили совместно конструкторские бюро ЛКЗ и завода им. В.Я. Климова, но уже для танка «Объект 219» (Т-80) второго послевоенного поколения.
Таблица 41
Основные характеристики танковых ГТД, разработанных в 1955–1965 гг.
Авторы выражают благодарность и особую признательность Генеральному директору– главному конструктору ОАО «УКБТМ» В. Б. Домнину, заместителю директора – главного конструктора ОАО ОКБ «Турбина» Н.Ф. Строкову, ветерану ОАО «УКБТМ» Э.Б. Вавилонскому и А.Ю. Хлопотову за помощь в подготовке материалов этого раздела.
