PROFILPELAJAR.COM

РУ-19-300
РУ-19-300
	; двигатель РУ19-300
Тип	турбореактивный
Страна	СССР
Использование
Применение	Як-30
Производство
Конструктор	Гусев Юрий Иванович, КБ-300
Год создания	1958
Обозначение	изделие 29
Годы производства	1961—1962
Варианты	Р-19М-300, РУ-19А-300
Массогабаритные характеристики
Сухая масса	235 кг
Длина	1634 мм
Рабочие характеристики
Тяга	900 кгс
Ресурс	500
Компрессор	7-ступенчатый осевой
Турбина	одноступенчатая
Удельный расход топлива	0,95 кг/(кгс·ч)

РУ19А-300 — вспомогательный турбореактивный двигатель, с осевым семиступенчатым компрессором, имеющим перепуск воздуха из-за четвёртой ступени, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной турбиной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным сечением.

РУ19-300

Предвидя необходимость создания специального двигателя для учебных машин, Александр Яковлев обратился к Сергею Туманскому с просьбой сделать небольшой, лёгкий и надёжный двигатель. В июле 1957 года на заводе № 300 была начата разработка «изделия 29» под руководством главного конструктора Юрия Ивановича Гусева. На государственные стендовые испытания двигатель был предъявлен в декабре 1960 года, которые были закончены в феврале 1961 года, а в 1962 году ресурс двигателя был доведён до 500 часов.

31 июля 1958 года вышло постановление Совмина СССР № 854-404 о разработке УТС Як-104 с двигателем РУ19-300, однако по политическим соображениям в 1959 году было принято решение о прекращении работ по самолёту и двигателю. Несмотря на это в 1960 году были построены два опытных самолёта Як-30. Также в 1960 году был разработан эскизный проект СВВП Як-30В, на котором планировалось использовать два дополнительных подъёмных двигателя РУ19-300, установленными вертикально.

В серийное производство двигатель был запущен в 1962 году на новом заводе в Тюмени.

Данный двигатель разрабатывался специально для учебных самолётов, что определяло его разработку. Расчёты выполнялись для характерного для обучения цикла нагрузок, с большим числом взлётов и посадок. Также в связи с неидеальным состоянием взлётных полос в учебных частях, были нередки попадания посторонних предметов в воздухозаборники. Поэтому компрессор двигателя РУ19-300 был выполнен из нержавеющей стали марки ЭИ-961.

28 ноября 1961 года из Польши поступило предложение об организации производства самолёта Як-30 и поставке для него двигателей РУ19-300, которое было отклонено Совмином СССР.

В 1963 году КБ Ильюшина в инициативном порядке начинает проектирование ближнемагистрального лайнера Ил-70 с использованием четырёх двигателей РУ19М-300 тягой по 1100 кгс, однако от проекта отказались.

В 1971 году для спортивно-пилотажного самолёта Як-32П была создана модификация РУ19П-300, в которой изменена маслосистема для увеличения продолжительности перевёрнутого полёта.

Модификации

Наименование	Год	Основные отличия
РУ19-300	1958	Базовая модификация. Выпущен ограниченной серией.
РУ19М-300	1963	Увеличенная до 1100 кгс тяга, серийно не выпускался.
РУ19А-300	1970	Модификация для самолётов Ан-24/26/30.
РУ19П-300	1971	Опытный двигатель с изменённой маслосистемой. Серийно не выпускался.

РУ19А-300

В 1960-х годах на проданных Египту Ан-24 обнаружилось значительное снижение мощности двигателей при высокой температуре воздуха, что резко ограничивало грузоподъёмность. Подходящие характеристики оказались у двигателя РУ19-300. Двигатель был доработан: на него установили генератор и увеличили взлётную тягу. В 1970 году двигатель прошёл государственные стендовые испытания и с тех пор выпускался серийно на Тюменском моторном заводе.

В итоге РУ-19А-300 устанавливался на самолёты Ан-24РВ, Ан-26, Ан-30. Для управления тягой двигателя (для укорачивания разбега, ускорения набора высоты и завершения полёта при отказе одного из основных двигателей) в кабине экипажа на среднем пульте справа от рычагов управления основными двигателями (РУД) установлен третий РУД.

Также по лицензии производился в КНР под обозначением Baoding J16-G10A.

Двигатель имеет замкнутую маслосистему, оборудован противообледенительным устройством.

Двигатель обеспечивает:

создание дополнительной тяги при взлёте и наборе высоты с целью увеличения полезной нагрузки;
обеспечение безопасности полёта при отказе основного двигателя АИ-24ВТ;
автономный запуск основных двигателей АИ-24ВТ;
питание электроэнергией бортсети самолёта на стоянке при неработающих двигателях АИ-24ВТ;
питание электроэнергией бортсети самолёта в полёте при отказе генераторов СТГ-18ТМ.

Технические данные двигателя:

Тип	турбореактивный
Компрессор	осевой, 7-ступенчатый, с перепуском воздуха за четвёртой ступенью
Направление вращения ротора (со стороны реактивного сопла)	левое
Максимальный расход воздуха на земле	15,8 кг/с
Камера сгорания	кольцевая с щелевыми отверстиями
Турбина	осевая, 1-ступенчатая
Сопло	нерегулируемое, отклонено вниз на 10°
Статическая тяга на номинальном (взлётном) режиме	Не менее 800 кгс при 16 000 об./мин
Удельный расход топлива на номинальном (взлётном) режиме	не более 1,12 кг/(кгс·ч)
Сухая масса	222 кг
Длина	1812 мм
Максимальная высота с агрегатами	779 мм

Источники

Юрий Засыпкин, Лев Берне. Судьбу самолёта решили политики // Авиация и космонавтика. 2003. № 1. С. 6.
История конструкций самолётов в СССР 1951—1965 гг. Ред.-сост. Ю. В. Засыпкин, К. Ю. Косминков. М.: Машиностроение, 2000.