НК-8 — турбовентиляторный авиационный двигатель для пассажирских самолётов, устанавливался на самолёты Ту-154 (НК-8-2), Ту-154А, Б (НК-8-2У), Ил-62 (НК-8-4).
| НК-8 | |
|---|---|
 НК-8-4, который ранее был установлен на Ил-62 | |
| Тип | турбореактивный двухконтурный |
| Страна |
 СССР |
| Использование | |
| Годы эксплуатации | с 1964 года |
| Применение | Ту-154, Ил-62 |
| Создан на основе | НК-6 |
| Развитие | НК-86 |
| Производство | |
| Конструктор | ОКБ Кузнецова |
| Производитель | КМПО |
| Варианты | НК-8-2, НК-8-2У, НК-8-4 |
| Массогабаритные характеристики | |
| Сухая масса | 2100, 2350 (с реверсом и соплом) кг |
| Длина без реверса | 4762 мм |
| Длина с реверсом | 5288 мм |
| Диаметр | 1442 мм |
| Рабочие характеристики | |
| Тяга взлётная | 10 500(для НК-8-2У) кгс |
| Тяга крейсерская | 2 200(для НК-8-2У) кгс |
| Степень повышения давления | 10,8(взлётный режим) |
| Удельный расход топлива | 0,77(крейсерский режим) кг/(кгс·ч) |
| Степень двухконтурности | 1 |
 Медиафайлы на Викискладе | |
Краткая характеристика ТРДД НК-8
правитьТРДД НК-8 — двухвальный ВРД со смешением потоков наружного и внутреннего контуров и с реверсивным устройством. Компрессор — осевой двухкаскадный, состоит из двухступенчатого вентилятора (компрессора низкого давления) с двумя подпорными ступенями и шестиступенчатого компрессора высокого давления. Камера сгорания кольцевая, многофорсуночная. Турбина осевая, трёхступенчатая, реактивная, включает одноступенчатую турбину высокого давления и двухступенчатую турбину низкого давления. Камера смешения потоков лепесткового типа. Реверсивное устройство расположено после камеры смешения перед выходным сечением реактивного сопла. Выполнено с двумя противоположно расположенными створками (заслонками), которые на режиме обратной тяги перекрывают газовый тракт двигателя и направляют газовый поток в отклоняющие решётки. Серийное производство: 1964÷1969 гг.[1]
Основные сведения
правитьНа магистральных реактивных самолётах Ту-154, Ту-154А, Ту-154Б, Ту-154Б-1 и Ту-154Б-2 установлены двигатели НК-8-2 и НК-8-2У, на Ил-62 — НК-8-4. Турбореактивный двигатель НК-8 представляет собой двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель со смешением потоков контуров (наружного и внутреннего). На двигатель может устанавливаться как простое реактивное сопло, так и реверсивное устройство, установленное на крайних двигателях — №1 и №3 у Ту-154, №1 и №4 у Ил-62. Реверс позволяет направить газовую струю по направлению полёта, тем самым создав значительную тормозящую силу.[2] Ввиду того, что реверсированные струи направлены под углом 45° к продольной оси самолёта, сила обратной тяги двигателя на реверсе значительно меньше силы прямой тяги на том же режиме.
Основное отличие Ту-154А от своего предшественника заключается в замене двигателя НК-8-2 с взлётной тягой 9500 кгс двигателем НК-8-2У с большей взлётной тягой(10500 кгс). Этот двигатель является модификацией двигателя НК-8-2, у него повышенная тяга, уменьшенный удельный расход топлива и увеличенная тяга реверса. На взлётном и крейсерских режимах у двигателя НК-8-2У более высокие запасы газодинамической устойчивости. Двигатель НК-8 построен на базе двигателя НК-6 (ТРДДФ с форсажем во внешнем контуре).
Двигатель состоит из:
- — входного направляющего аппарата (ВНА);
- — четырёхступенчатого компрессора низкого давления (КНД), приводимого от двуступенчатой турбины низкого давления;
- — шестиступенчатого компрессора высокого давления (КВД), приводимого от одноступенчатой турбины высокого давления;
- — средней опоры, передающей основную нагрузку от обоих валов на мотогондолу, а также служащей для отбора мощности от ротора высокого давления на коробку привода моторных агрегатов;
- — кольцевой камеры сгорания со 139-ю рабочими форсунками. По некоторым сведениям[каким?], эта камера была скопирована с двигателя Pratt & Whitney J57, который был установлен на самолёте—разведчике Lockheed U-2 сбитом над Свердловском 1 мая 1960 года;
- — и других элементов.
Две первые ступени КНД работают на оба контура двигателя (холодный наружный и горячий внутренний), все остальные ступени компрессора — на горячий контур. Ступени 3 и 3А КВД — фактически две раздельные ступени (два ряда лопаток), но считаются одной ступенью, поэтому КВД может называться 5-ступенчатым, а весь компрессор — 9-ступенчатым. За последней ступенью компрессора идёт отбор воздуха на противообледенительную систему ВНА, кока, воздухозаборника, пневматический привод реверсивного устройства и в самолётную систему сжатого воздуха — для запуска других двигателей, кондиционирования гермокабины, работы противообледенительной системы самолёта и наддува гидробаков.
Противопомпажная механизация компрессора — регулируемый направляющий аппарат (РНА) между КНД и КВД, имеющий два положения (открытое и пусковое), переключаемые в зависимости от оборотов КНД агрегатом АУ-8-4У, и клапаны перепуска воздуха во внешний контур, установленные за 7-й ступенью компрессора, закрываемые агрегатом АУП-8-2 при больших оборотах КВД. При пусковом положении РНА в кабине экипажа горит жёлтое табло «РНА прикрыт», при открытых клапанах перепуска — жёлтое табло «Клапаны перепуск». Для защиты турбины от опасного повышения температуры совместно с двигателем работает электронный регулятор температуры РТ-12, подключённый к тем же термопарам, что и указатель температуры.
РТ-12 вступает в работу по сигналу реле давления на высотах свыше 5000 м при закрытых клапанах перепуска, при опасной температуре газов начинает срезку топлива, о чём сообщает горение красного табло «Опасная t° газов» в кабине, при дальнейшем возрастании температуры выключает двигатель запиткой электромагнита останова, при этом загорается жёлтое табло «Останов t° газов». Блокировка снимается установкой рычага останова двигателя в положение «Останов». На высотах ниже 5000 м РТ-12 работает только на сигнализацию.
Технические характеристики
править| Тип двигателя | турбовентиляторный, двухконтурный |
| Степень двухконтурности двигателя | 1 |
| Суммарная степень сжатия компрессоров на взлётном режиме (при H=0; V=0; MCA) | 10,8 |
| Тяга на взлётном режиме (при H=0; V=0; MCA) | 10 500 кгс |
| Отрицательная тяга на режиме не выше номинального (при H=0; V=0; MCA) | 3600 ± 150 кгс |
| Время разгона до режима 95 % максимальной тяги реверса | 6 с |
| Время приёмистости двигателя | 8—10 с |
| Длина двигателя с реверсом и соплом | 5288 мм |
| Длина двигателя с реактивным соплом | 4762 мм |
| Максимальный диаметр двигателя | 1442 мм |
| Сухая масса двигателя | 2100 кг ± 2 % |
| Сухая масса двигателя с реверсом и соплом | 2350 кг ± 2 % |
| Ресурс двигателя | устанавливается бюллетенями |
| Срок хранения законсервированного двигателя | 5 лет |
Режимы работы двигателя НК-8-2У по Руководству
править| Режим двигателя | Положение РУД | Обороты КВД* | Обороты КНД* | Сила тяги, тс | Макс. t° выходящих газов, °С |
| Взлётный при V=0, H=0 МСА | 114° | 7060/95,5 | 5390/96 | 10,5 | 630 |
| Взлётный при V=0, H=0, t=30 °C | —»— | 7275/98.5 | — | 10,29 | 665 |
| Номинал при V=0, H=0 МСА | 106° | 6830/92,5 | 5090/90,5 | 8,85 | 590 |
| 0,85 номинала | 96° | 6630/89 | 4810/85 | 7,5 | 550 |
| 0,7 Н | 86° | 6400/86,5 | 4510/80 | 6,2 | 500 |
| 0,6 Н | 80° | 6230/84 | 4260/75,5 | 5,3 | 475 |
| 0,4 Н** | 66° | 5790/78,5 | 3660/65 | 3,55 | 430 |
| Малый газ | 25-40° | 4100/55,5 | — | 0,65 | — |
| Полный реверс | 3° | 6510/88 | 4850/86 | –3,48 | — |
| Номинал при H=11000 м, V=850 км/ч | 106° | 6830/92,5 | 5400/96 | 3,02 | — |
| 0,85 Н при H=11000 м, V=850 км/ч | 96° | 6630/89 | 5200/92 | 2,75 | — |
Максимальные обороты, при которых срабатывают ограничители и срезается подача топлива: 7230/98,5* для КВД, 5700/101* для КНД.
Обороты открытия/закрытия клапанов перепуска: 5500/74,5* КВД, при закрытии температура выходящих газов падает на 10-20 °С. При приёмистости допускается закрытие при 80 %, при сбросе — открытие при 60 %.
Обороты перестройки РНА: 2425/43* КНД. При перестройке в открытое положение обороты КНД возрастают примерно на 6 %, при перестройке в пусковое положение падают минимум на 6 %.
* — в числителе обороты указаны в мин–1, в знаменателе — в процентах по прибору. ** — параметры указаны при закрытых клапанах перепуска.
См. также
правитьСсылки
править- ↑ «Харьковский авиационный институт» Ю. С. Шошин. Основные технические данные маршевых авиационных двигателей СССР, Украины, России. Учебное пособие. Харьков «ХАИ» 2002 г. стр.44
- ↑ Конструкция и лётная эксплуатация двигателя НК-8-2У. Тимофеев Н. И., М., Машиностроение, 1978, 144 с.