Разработка турбовального двигателя ГТД-350 для вертолёта Ми-2 началась в ОКБ-117
под руководством С.П.Изотова в 1959 году. Разработка столь малого газотурбинного
двигателя 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, конструктивные мероприятия по демпфированию гибких высокооборотных
роторов. Первые образцы двигателя были изготовлены в 1961 году. 22 сентября 1961
года прототип Ми-2 с 2 двигателями ГТД-350 совершил первый полёт. По результатам
испытаний в конструкцию силовой установки внесли изменения: двигатели для
удобства обслуживания были раздвинуты в стороны, что повлекло за собой переделку
трансмиссии. В 1963 году двигатель прошёл государственные испытания. Серийное
производство (вместе с редуктором ВР-2) началось на заводе концерна PZL в городе
Жешув (Польша) в 1964 году. Для организации производства из Советского Союза
были поставлены материалы и оборудования, направлены специалисты.
ГТД-350 является малоразмерным газотурбинным двигателем и состоит из
осецентробежного компрессора (7 ступеней осевых, 1 центробежная),
одноступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой свободной турбины и
промежуточного редуктора.
В процессе производства двигатель постоянно дорабатывался. Первоначально его
ресурс составлял 200 часов. Советские конструкторы увеличили его до 500 часов.
Дальнейшие работы в этом направлении проводили польские конструкторы. Сначала
они довели ресурс до 750 часов, затем - до 1000 часов.
Д-25В
Двигатель Д-25В представляет собой двухвальный турбовинтовой двигатель,
предназначенный для использования на вертолетах Ми-6 (и Ми-10). В мотоустановку
вертолета входят два двигателя Д-25В и редуктор Р-7. Двигатели (правый и левый)
взаимозаменяемы.
Особенностью двигателя Д-25В является наличие в нем свободной турбины для
привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с
турбокомпрессорной частью двигателя. Наличие такого рода турбины дает
возможность устанавливать на ней обороты, независимо от режима работы
турбокомпрессорной части двигателя.
Эта особенность имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ, а
именно:
1. Позволяет получать желаемое число оборотов вала несущего винта вертолета по
режимам и высотам полета, независимо от числа оборотов турбокомпрессорной части
двигателя.
2. Позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях
эксплуатации двигателя.
3. Обеспечивает более легкий запуск двигателя.
4. Исключает необходимость иметь в силовой установке вертолета фрикционную муфту
(муфту включения).
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
- входного корпуса компрессора с коробками приводов агрегатов;
- осевого девятиступенчатого (восьмиступенчатого) компрессора с перепуском
воздуха после III и IV ступеней компрессора. Перепуск воздуха осуществляется
автоматически через отверстия, прикрываемые лентами перепуска;
- трубчатокольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;
- одноступенчатой турбины, работающей на привод компрессора;
- двухступенчатой турбины (турбина винта), работающей через редуктор на привод
вала несущего винта вертолета;
- трансмиссии, передающей крутящий момент от двухступенчатой турбины на
редуктор;
- системы топливопитания и автоматического управления двигателем;
- системы автономного запуска со стартер-генератором;
- системы смазки и суфлирования;
- противопожарной системы двигателя;
- выхлопной трубы.
На входном корпусе компрессора двигателя установлены верхняя и нижняя коробки
приводов, зубчатые колеса которых приводятся во вращение от вала ротора
компрессора через центральный привод и шлицевые валики, проходящие через полости
верхней и нижней вертикальных стоек входного корпуса компрессора.
На верхней коробке приводов устанавливаются: стартер-генератор СТГ-12ТМ,
основной топливный насос-регулятор НР-23А (НР-23), подкачивающий топливный насос
707С, центробежный регулятор ЦР-23А (ЦР-23), воздушный компрессор АК-50М, датчик
ДТЭ-2 счетчика оборотов и центробежный суфлер (только на двигателе 2-й серии).
На нижней коробке приводов устанавливаются: основной масляный насос МН-23В
(МН-23), масляный фильтр 1ЛФС-19–18В, центробежный воздухоотделитель ЦВО-23
(ЦВО-18), кран слива масла, магнитная пробка и дренажный бачок.
На корпусе турбины винта устанавливается масляный насос откачки МНО-23Т,
приводимый во вращение от вала турбины винта через систему зубчатых колес и
шлицевой валик.
Существует две модификации двигателя Д-25В. Первая серия - исходная модификация.
Вторая серия двигателя отличается от первой количеством ступеней компрессора и
техническими данными.
Технические характеристики |
ГТД-350 |
Мощность взлетная, кВт (л.с.) |
294(394) |
Мощность номинальная, кВт (л.с.) |
236(316) |
Удельный расход топлива на взлетном режиме, г/л.с.час. |
840 |
Удельный расход топлива на номинальном режиме, г/л.с.час. |
910 |
Длина, мм |
1385 |
Высота, мм |
760 |
Ширина, мм |
520 |
Сухая масса двигателя, кг |
139.50 |
Дополнительная информация |
Конструктор |
Изотов С.П. |
КБ |
ОКБ-115 |
Индекс ВС |
ГТД-350 |
Начало разработки |
1959 |
Построен |
1961 |
1-й полёт |
22.09.1961 |
Начало гос. испытаний |
1963 |
Принят на вооружение |
1963 |
Произведено |
30000 |
Расшифровка аббревиатуры |
Газотурбинный двигатель |
Носители |
Ми-2 |