Конструкция турбореактивного двигателя

Высоколегированные материалы применяются во все возрастающем количестве и при изготовлении современных конструкций турбореактивных двигателей и газовых турбин. [c.403]

КОНСТРУКЦИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.286]

Повышение скорости и дальности (при выключенном ВРД) было достигнуто у самолета Н при сохранении полетного веса на уровне опытных истребителей с поршневыми двигателями (ниже 4 т). Это явилось следствием применения более совершенной (с меньшим удельным весом) силовой установки. Самолет Н строился серийно. В его конструкции был реализован ряд новшеств, характерных для будущих реактивных самолетов (тонкий профиль крыла, камера сгорания ВРД с регулируемой в полете площадью выходного сопла и др.). Создание самолетов с комбинированными силовыми установками выдвинуло перед институтами ЦАГИ, ЦИАМ, ВИАМ новые проблемы околозвуковой и сверхзвуковой аэродинамики, теоретических и экспериментальных работ по реактивным силовым установкам и материалам для них. Все это явилось базой для последующих работ по скоростным реактивным самолетам с турбореактивными двигателями. [c.368]

Развитие авиационной техники в послевоенные годы характеризовалось прежде всего интенсивной разработкой конструкций и промышленным освоением турбореактивных двигателей и первых реактивных самолетов различного назначения. [c.369]

В 1937 г. А. М. Люлька был разработан проект турбореактивного двигателя с осевым компрессором и кольцевой камерой сгорания, на несколько лет опередивший появление аналогичных проектов за рубежом. В 1943—1944 гг. под его же руководством в Центральном институте авиационного моторостроения был построен экспериментальный турбореактивный двигатель С-18 (рис. 104). Тогда же (1940—1945 гг.) в ЦИАМ велась разработка оригинальной конструкции авиационного газотурбинного двигателя с трехступенчатой газовой турбиной, с трехступенчатым центробежным компрессором и с системой испарительного жидкостного охлаждения по схеме, предложенной в 1935 г. проф. В. В. Уваровым. С 1945 г. к проектированию турбореактивных двигателей помимо группы А. М. Люлька были привлечены большие конструкторские коллективы А. А. Микулина,В. Я. Климова и других ОКБ и значительно увеличены объемы необходимых теоретических и экспериментальных исследований. К этому же времени относится начало работ по изысканию жаропрочных материалов для газовых турбин двигателей во Всесоюзном институте авиационных материалов (ВИАМ). [c.369]

Наряду с развитием и увеличением производства турбореактивных двигателей в первые послевоенные годы продолжалось совершенствование конструкций и сохранялось значительное по количеству производство поршневых авиационных двигателей. Особо мощные и экономичные многоцилиндровые поршневые двигатели оставались необходимыми для тяжелых самолетов дальнего и сверхдальнего действия, так как газотурбинные двигатели конца 40-х и начала 50-х годов не обладали достаточно высокими экономическими характеристиками. Поршневые двигатели устанавливались на самолетах легкомоторной и гражданской авиации, поскольку в эти годы еще не были развернуты работы по проектированию и постройке газотурбинных двигателей малой и средней мощности. [c.371]

Проектирование и испытание тяжелых реактивных самолетов велись конструкторскими коллективами А. Н. Туполева и С. В. Ильюшина . В короткий срок ими был разработан ряд конструкций самолетов этой группы, из которых наиболее известен фронтовой цельнометаллический бомбардировщик Ил-28 (рис. 109) с двумя турбореактивными двигателями ВК-1 (на первых образцах — РД-45), созданный в 1948 г. [c.376]

Исследование удара осуществляется как экспериментальными, так и аналитическими методами, однако сопоставление теоретических и экспериментальных результатов практически отсутствует. Наибольший объем исследований посвящен проблеме защиты от ударного воздействия таких объектов, как птицы или град, на лопатки компрессора турбореактивных двигателей из композиционных материалов. Экспериментальное изучение этой проблемы, связанное с большими затратами, привело к разработке конструкции протектора, защищающего переднюю кромку, и введению стальной сетки между слоями материала [12]. Теоретические разработки находятся в настоящее время в начальной стадии [114-117]. [c.312]

Камеры [сгорания ((мусоросжигательных печей G 5/24-5/28 для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости R) F 23 (пульсирующие в воздушно-реактивных двигателях К 7/02-7/04 в ракетно-двигательных установках КЗ/11, 9/34, 9/62-9/66 в роторных ДВС В 55/14) F 02 на тепловозах и моторных вагонах В 61 С 5/02 в устройствах для сжигания топлива (твердого В 1/30-1/38, С 3/00 детали или элементы конструкции М удаление продуктов сгорания и остатков J 1/00) F 23) сушильные (стационарные для сушки твердых предметов или материалов 9/06-9/08 в сушильных устройствах 25/06-25/18) F 26 В форсажные турбореактивных двигателей для подогрева рабочего тела F 02 К 3/10, 3/11] Камни (В 28 D (машины для их обработки обработка охлаждением 7/02) В 24 (пескоструйная обработка С 1/04 шлифование В 7/22, 9/06) футеровочные для камер сгорания F 23 М 5/02) [c.90]

Реальное создание авиационных ГТД стало возможным только в 40-х годах на базе соответствующих достижений теории и конструкции двигателей, металлургии, авиационной технологии. Первый отечественный турбореактивный двигатель с осевым компрессором был разработан и построен в 1939 г. в г. Ленинграде под руководством А. М. Люлька. [c.6]

Нападение на нашу страну фашистской Германии и блокада Ленинграда не позволили своевременно завершить его испытания. Работы по созданию авиационных газотурбинных двигателей были возобновлены в конце войны и в послевоенные годы, и уже в феврале 1947 г. первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1 конструкции А. М. Люлька, успешно выдержавший государственные испытания, был установлен на первом отечественном турбореактивном самолете Су-11 конструкции П. О. Сухого. В 1947— 1949 гг. под руководством В. Я. Климова было освоено производство турбореактивных двигателей с центробежным компрессором,. [c.6]

Рис. 7ЛЗ. Конструктивная схема первого отечественного турбореактивного двигателя ТР-1 конструкции А. М. Люльки

Относительное, а вероятно, и абсолютное снижение потребления титана для двигателей военных машин можно объяснить тем, что для военных самолетов в значительной мере требуются двигатели для сверхзвуковых скоростей, т. е. турбореактивные, где возможность применения титана меньше, чем в турбовентиляторных, из-за особенностей самой конструкции. Кроме того, наблюдается постоянная тенденция к форсированию военных машин, повышению рабочих температур компрессора — основного узла, где можно выгодно применить титан. Последние ступени компрессора наиболее форсированных турбореактивных двигателей работают при температурах, превышающих 600° С, что привело к применению на этих ступенях жаропрочных сплавов на никелевой и железоникелевой основах. [c.425]

Эти материалы предполагается применять для лопаток вентиляторов турбореактивных двигателей, обшивок крыла самолета, элементов жесткости и лонжеронов авиакосмических конструкций. Возможно изготовление целых агрегатов авиакосмических аппаратов. Вопросы конструирования и применения композиционных материалов рассмотрены в разделе VI. [c.421]

Оболочки и пластины широко используются в самых различных конструкциях. В авиационных конструкциях они образуют обшивку планера, корпус турбореактивного двигателя и т.д. [c.10]

Хотя приведенные в предыдущих разделах вычисления относились специально к случаю ракеты, полученные результаты могут быть приложены и к другим видам силовых установок. Например, заменяя водород воздухом при низком давлении, можно применить реактор описанной конструкции для воздушно-реактивного или турбореактивного двигателя. Однако это означает, что размеры камеры сгорания с реактором на тепловых нейтронах будут порядка 3 м, что представляется слишком громоздким с точки зрения современной техники воздухоплавания. Возьмем, к примеру, воздушно-реактивный двигатель. В этом случае давление воздуха и степень нагрева последнего в реакторе на небольших высотах существенно меньше, чем для случая ракеты, и, соответственно, интенсивность выделения энергии составит примерно /з от того, что имеет место для ракеты тех же размеров. [c.206]

В более тяжелых условиях работают некоторые детали прямоточных — воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые элементы конструкций турбореактивной турбины и форсажной камеры (лопатки турбин, хвостовые юбки, заслонки форсунок, сопла ракетных двигателей поверхности управления в ракетах с твердым топливом). Для изготовления этих деталей, работающих при температурах до 1370° С, можно использовать молибден и ниобий и их сплавы, но при более высоких температурах пригодны лишь тантал и вольфрам. Для работы нри температурах выше 1370° С наибольший интерес представляют снлавы тантала, которые имеют сравнительно высокую пластичность при таких температурах, а по жаропрочности почти не уступают вольфраму. К сожалению, тантал очень мало распространен в природе. [c.479]

Рис. 1.44. Примером перехода к конструкции, выполненной из листовых материалов, является узел входного устройства турбореактивных двигателей с центробежным компрессором. Для обеспечения равномерного подвода воздуха к рабочему колесу во входе устанавливают направляющие 2, имеющие форму частей торов. При прохождении через направляющие лопатки 1 поток закручивается в сторону вращения колеса для уменьщения относительной скорости (числа М) на входе в рабочее колесо.

На фигуре 8-6 изображена в разрезе одна из выполненных-конструкций авиационной газовой турбины турбореактивного двигателя. Мощность газовой турбины 11100 л. с. при 12 300 об/мин. Сгорание топлива происходит при постоянном давлении. [c.251]

Коэффициент термического линейного расширения характеризует относительное изменение размеров тел при их нагреве на один градус Цельсия. У различных металлов он изменяется от 6,5 до 26 миллионных долей сантиметра на каждый сантиметр по длине. При этом надо учитывать, что чем выше температура нагрева, тем больше коэффициент термического расширения данного металла. Расширение металлов необходимо учитывать при сооружении мостов, печей и т. д. Нагрев конструкции, соединенной из разных материалов, вследствие различного термического расширения сопрягаемых деталей может вызвать даже ее поломку. Например, если лопатки турбореактивного двигателя поставить без учета термического расширения, то при разогреве они выйдут [c.131]

В двухконтурных турбореактивных двигателях используются двух- и трехкаскадные компрессоры (см. рис. 3.4, г). Использование трехкаскадного компрессора позволяет уменьшить общее число его ступеней в среднем на три при уменьшении, как следствие, и числа ступеней турбины. Но при этом усложняется конструкция валов и опор. Однако трехкаскадная схема компрессора позволяет обеспечить необходимую газодинамическую устойчивость при наиболее простой системе регулирования расхода воздуха. [c.54]

Трубчатые камеры сгорания использовались в турбореактивных двигателях ранних конструкций. В газотурбинных двигателях малой мощности применение одиночной трубчатой камеры сгорания может оказаться выгодным и в настоящее время. [c.388]

На центральной части фюзеляжа расположены боковые воздухозаборники подвода воздуха к подъемно-маршевому двухконтурному турбореактивному двигателю. Воздухозаборники оказывают значительное влияние на конструкцию и летные характеристики самолета. [c.146]

Прогресс в области создания новых конструкций турбореактивных двигателей лимитируется рядом факторов, и в том числе способностью лопаток компрессора работать при тяжелых усло виях нагружения. Лопатки компрессора подвержены различного рода вибрациям. Один из видов вибрации — так называемый срывной флаттер —это явление, сходное по своей природе с эффектом, показанным на рис. 34 регулярный отрыв вихрей здесь не играет роли). И вообще создание плавного течения жид1<ости из области низкого давления в область высокого давления (а в этом и состоит назначение компрессора) — задача достаточно сложная, так как жидкость вместо того, чтобы спокойно течь но предназначенным для нее каналам, обнаруживает тенденцию отрываться от поверхностей, образуя при этом зоны с беспорядочно движущимися вихрями. [c.107]

Газотурбинные установки и двигатели. Конструкции ГТУ и ГТД и их узлов зависят от выбранной конструктивной схемы, т. е. взаимного расположения компрессоров, камер сгорания, турбин, воздухоохладителей и регенераторов (рис. 4.15). По простейшей одновальной схеме (рис. 4.15,д) без регенератора выполняют энергетические пиковые ГТУ и ГТУ вспомогательного назначения, приводящие электрогенератор. По этой же схеме был выполнен ГТД первого отечественного газотурбовоза и многие авиационные турбореактивные двигатели. Для транспортных ГТД сравнительно малой мощности (до 1 — 1,5 МВт), например, автомобильных, характерна двухзальная конструктивная схема (рис. 4.15,6). По этой же схеме изготовляют пиковые (без регенерации и базовые энергетические (с регенерацией) ГТУ. [c.192]

Трудности решения сложнейших проблем освоения сверхзвуковых скоростей (изменения аэродинамической схемы самолетов, разработки конструкций мощных турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами, конструирования новых автоматизированных систем управления и пр.), потребовавшие значительной затраты времени и сил больших коллективов иссле-дователей-аэродинамиков, конструкторов и технологов авиационного двигателе-и агрегатостроения, не могли не сказаться на темпах возрастания скоростей полета, несколько замедлившихся в мировой и отечественной авиации в начале 50-х годов (рис. 108). Но успехи, достигнутые в практическом решении этих проблем, определили начиная с 1953—1955 гг. новый подъем авиационной техники, равного которому еще никогда до того не отмечала ее история. [c.376]

Основываясь на результатах этих испытаний, коллектив Бериева сконструировал и передал в производство реактивный гидросамолет ( летающую лодку ) М-Ю (рис. 110) с двзшя турбореактивными двигателями конструкции А. М. Люлька, со стреловидным крылом и корпусом большого удлинения, обводы которого обеспечивали хорошую мореходность машины. На самолете М-10 в 1961 г. экипажем летчика П. И. Андриевского была достигнута рекордная для гидросамолетов скорость 912 км/час, а экипажем летчика Г. И. Бурьянова установлены мировые рекорды высоты (14 962 л при полете без груза и 11 997 м при полете с грузом 15 т). Тот же конструкторский коллектив создал крупнейший самолет-амфибию М-12 ( Чайка ) с двумя турбовинтовыми двигателями. На нем в октябре 1964 г. экипаж летчика М. И. Михайлова установил мировые рекорды высоты полета (12 185 м без груза, 11 336 м с грузом 2 7п и 9352 м с грузом 10 иг). [c.379]

Первым отечественным серийным сверхзвуковым самолетом был одноместный истребитель МиГ-19 (рис. 112), сконструированный и начатый постройкой в 1952 — 1954 гг. Появление самолетов этого типа стало возможным после практического решения коренных проблем сверхзвуковой авиации, в частности — разработки новых типов турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами. В фюзеляже самолета МиГ-19 устанавливались по два двигателя РД-9, сконструированных конструкторским бюро А. А. Мику-лина и обладавших рекордно низкими удельным весом и расходом топлива. Для уменьшения лобового сопротивления и для ограничения изменений продольной устойчивости при превышении скорости звука на самолете МиГ-19 была применена новая конструкция крыла со стреловидностью 55°, разработанная группой научных сотрудников ЦАГИ, возглавляемой В. В. Струминским и Г. С. Бюшгенсом (ныне член-корреспондент АН СССР), а для повышения маневренности при сверхзвуковых скоростях полета взамен руля высоты использовано более мощное средство продольного управления — поворотный стабилизатор. [c.385]

Практическое развитие идеи повышения высотности силовых установок самолетов позволило достигнуть больших скоростей полета на возрастающих высотах при неизменном максимальном скоростном напоре. Но возникающий при этом интенсивный нагрев передних кромок крыла и воздухозаборных устройств от трения пограничного слоя, окутывающего обтекаемую воздухом поверхность самолета, а также нагрев элементов конструкции от горячих частей турбореактивного двигателя (особенно — от форсажной камеры) заставили искать способы тепловой защиты летчика и специального оборудования и вести поисковые разработки теплостойких конструкций планеров самолетов, двигателей и бортовых систем. Уже на самолете МиГ-19 были применены высокопроизводительные турбохододиль-ные агрегаты для кондиционирования воздуха в кабине летчика. В дальнейшем мощные турбохолоди.льные агрегаты стали использоваться для охлаждения нетеплостойкого оборудования в приборных отсеках. Кроме того,, при изготовлении конструкций планера начали применяться специальные высокопрочные и жаропрочные сплавы вместо традиционных дюралевых сплавов. [c.386]

Коллектив В, М. Мясищ ева приступил к конструированию тяжелого реактивного самолета 201М дальнего действия с четырьмя особо мощными турбореактивными двигателями. Отсутствие практического опыта по созданию таких самолетов в отечественной и в зарубежной авиационной технике выдвинуло в ходе проектирования ряд новых проблемных вопросов выбор рациональной схемы стреловидного крыла большого удлинения и большой площади с размещенными в центроплане крупноразмерными ТРД, конструктивное решение фюзеляжа необычно больших размеров с герметическими кабинами для экипажа, выбор конструкций сложного бортового оборудования и т. д.), потребовавших проведения многих предварительных исследований в стационарных условиях и на специально оборудованных самолетах — летающих лабораториях . [c.389]

В компрессорах полочное бандажирование обычно применяют в рабочих колесах первых ступеней компрессоров, имеющих большую относительную длину лопаток и изредка в колесах средних ступеней. Размещают бандажные полки чаще всего на расстоянии от корня лопаток /п= (0,6... 0,8)/, где I — длина лопатки. Имеются конструкции рабочих колес, вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей, в которых использованы два. пояса полочного бандажирования. [c.107]

В дальнейшем советскими авиаконструкторами были созданы многие отечественные газотурбинные двигатели, которые по конструктивному совершенству и основным показателям не имели себе равных среди зарубежных двигателей своего времени. Достаточно указать, что двухвальный турбореактивный двигатель Р11Ф-300 с форсажной камерой, разработанный под руководством акад. С. К. Туманского, имел наименьшую удельную массу среди всех известных двигателей этого типа и обеспечил превосходные летные качества широко известным сверхзвуковыхМ истребителям МиГ-21. Турбовинтовые двигатели НК-12, созданные коллективом, руководимым акад. Н. Д. Кузнецовым, устанавливаемые на самолетах Ту-114 и Ан-22 Антей , до сих пор являются самыми мощными ТВД в мире. Турбовинтовые двигатели АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, устанавливаемые на пассажирских самолетах Ил-18 и Ан-10 и транспортных самолетах Ан-12, не имели равных себе по надежности. [c.7]

Турбореактивные двигатели (ТРД) и турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) в прошлом имели наиболее широкое применение, что было обусловлено относительной простотой их конструкции и малой удельной массой. ТРД состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Воздух получает предварительное повышение давления в воздухозаборнике (от скоростного напора), а затем его давление повышается в компрессоре. Этим обеспечиваются благоприятные условия для процесса сгорания и эффективное использование тепла. Процесс сгорания осуществляется при почти постоянном давлении, а допустимая температура газа на входе в турбину определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. Увеличение степени повышения давления воздуха в компрессоре Як и температуры газов перед турбиной Гг является характерной чертой в развитии большинства типов ГТД. Это объясняется поло- [c.11]

Реактивные сопла у ТРД дозвуковые, сужающиеся, нерегулируемые, простой конструкции. В ТРДФ применяются сложные сопла с регулируемыми минимальным и выходным сечениями, реактивные сопла с эжекторными насадками или без них. В зависимости от назначения летательного аппарата турбореактивные двигатели могут быть оборудованы системами реверсирования тяги и шумоглушения. [c.14]

В начале 60-х годов в ходе англо-французских переговоров по созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) было признано, что оптимальная силовая установка СПС должна состоять из регулируемого воздухозаборника, двухвального турбореактивного двигателя с форсажной камерой, используемой для взлета и трансзвукового разгона, и выхлопной системы с реверсивным устройством. Двигатели для СПС Конкорд являются развитием двигателей семейства Олимп (см. рис. 18), разработанного для английского сверхзвукового тактического истребителя — разведывательного самолета TSR-2. На основе этого военного двигателя фирмами Роллс-Ройс и SNE MA был создан двигатель для гражданской авиации — ТРДФ Олимп 593. Первые двигатели Олимп представляли собой исходный военный двигатель, к компрессору которого была добавлена дополнительная, нулевая ступень. Впоследствии при длительной доводке двигателя в его первоначальную конструкцию были внесены многочисленные изменения. [c.136]

Двухконтурный турбореактивный двигатель RB.211 (рис. 73) является малошумным и малодымным двигателем блочной конструкции, выполнен по схеме ДТРД с раздельным истечением потоков при коротком обтекателе канала внешнего контура. [c.140]

К первой группе, например, можно отнести турбонасосные агрегаты и другие узлы ракетных двигателей, ко второй — роторы авиациопных турбовинтовых или турбореактивных двигателей а к третьей — корпусы стационарных газовых турбин или паропроводы. Ракетный двигатель работает несколько минут, авиационный — несколько сотен или тысяч часов, а паропровод или стационарная турбина — 10 лет. Как правило, чем короче срок службы сварной конструкции, тем выше рабочие температуры, и, наоборот, чем длиннее срок эксплуатации изделия, тем относительно ниже рабочая температура. [c.54]

Исследовано замковое соединение лопатки второй ступени турбины одного из турбореактивных двигателей, выполненное из материала ХН70В]МТЮ. Чертеж конструкции показан на рис. 3.16. [c.98]

Реактивный двигатель, в сущности, тот же ракетный двигатель, но несущий с собой не весь запас необходимого газа, а использующий окружающий газ, то есть воздух. У простого турбореактивного двигателя, как и у ракетного, имеются камеры сгорания и выхлопное сопло, через которое газы вырываются с ускорением, создавая реактивную тягу. Горячий газ образуется так же, как и в камере сгорания поршневого двигателя к воздуху под давлением добавляется распыленное горючее и смесь зажигается. Но в турбореактивном двигателе этот процесс происходит непрерывно для сжатия воздуха применяется компрессор — весьма сложный многолопастный, многоступенчатый осевой вентилятор с последовательно расположенными ступенями горючее впрыскивается в камеру непрерывно, поступая в нее одновременно со сжатым воздухом, так что после запуска двигателя зажигание осуществляется самопроизвольно и непрерывно. Для приведения в действие компрессора позади камеры сгорания устанавливается газовая турбина, которая отбирает часть энергии расширяющихся газов для вращения компрессора. Турбина похожа на обращенный вентилятор или на ветряную мельницу хитроум- ной конструкции сидя на том же валу, что и компрессор, она вращает его. [c.121]

Кроме осевого компрессора лопаточного типа (фпг. 9-7, а), применяются в турбореактивных двигателях и центробежные компрессоры (фиг. 9-7,6). Введение центробежного компрессора видоизменяет конструкцию двигателя в целом. Уднако принцип действия ТРД остается таким же, как и для двигателя с осевым компрессором лопаточного типа. [c.269]

В процессе эксплуатации в некоторых узлах конструкций прн микроперемещениях двух поверхностей относительно друг друга и наличии коррозионно-активной среды наблюдается коррозия, называемая фреттинг-коррозией. Например, в замке крепления лопаток компрессора турбореактивного двигателя вследствие постоянного микроперемещения возникает трение основания лопатки в замке ее крепления и может возникнуть фреттинг-коррозия. Предкрылок и лобовик крыла самолета, изготовленные из алюминиевых сплавов, в местах соприкосновения с сопрягаемыми деталями в результате систематических перемещений вызывают нарушение анодной пленки и коррозию металла. Для предохранения металла от фреттинг-коррозии в первом случае применяют специальные антифрикционные составы на основе эпоксидных смол со специальным наполнителем, которые закладывают в замок крепления лопатки, во втором случае — также эпоксидное покрытие, наполненное мелкодисперсным алюминием. Такое покрытие толщиной 100—150 мкм обладает высокой адгезией, хорошими защитными и антикоррозионными свойствами и предохраняет поверхность от трения. [c.73]

Самолет имеет нестреловидное свободнонесущее кессонной конструкции крыло. Крылу придан небольшой угол обратного поперечного V — около 2°, вследствие чего концы крыла несколько опущены относительно центроплана. Крыло снабжено мощной механизацией, состоящей из щелевого закрылка со сдвижной осью вращения, отклоняющегося в два положения — взлетное на 15° и посадочное на 38°. Закрылок каждого полукрыла разделен по размаху на две части в месте расположения мотогондол. В мотогондолах установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлетной мощностью 2820 л. с. и один турбореактивный двигатель РУ19А-300 со статической тягой 800 кгс. Двигатель РУ19А-300 используется для создания дополнительной тяги на взлете, при наборе высоты, посадке и при необходимости — в горизонтальном полете, а также для запуска основных двигателей и для питания бортовой электросети при отказе генераторов постоянного тока. [c.280]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...