История разработки двигателя для вертолета Ми-8 – многовекторна. Она
началась в Запорожье, имела продолжение в Москве, а завершилась в
Ленинграде.
Одновременно с разработкой легкого вертолета Ми-2 ОКБ
М. Л. Миля приступило к работе над вертолетом средней грузоподъемности
В-8, который должен был заменить поршневой вертолет Ми-4. Первоначально в проекте В-8 предполагалась лишь модернизация Ми-4 путем установки
вертолетного варианта турбовинтового двигателя АИ-24 конструкции А. Г.
Ивченко. Соответствующее Постановление Совета Министров СССР было
выпущено по инициативе Министерства Гражданской авиации 20 февраля 1958
года. Позднее вертолетом заинтересовалось и Министерство Обороны.
Двигатель АИ-24В был разработан в запорожском ОКБ-478, имел 10-ступенчатый осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину компрессора и одноступенчатую свободную турбину, выхлоп отработанных газов осуществлялся в обе стороны. При мощности 1900 л. с. экономическая эффективность двигателя оставляла желать лучшего, как и слишком большая масса. Тем не менее, первый опытный экземпляр вертолета был построен именно с двигателем АИ-24В.
Уже на начальном этапе ОКР Михаилом Леонтьевичем Милем было принято решение о переработке проекта В-8 в двухдвигательный вариант, осталось убедить в целесообразности перепроектирования руководство авиационной промышленности. Большую роль в судьбе В-8 сыграл Н. С. Хрущев, который аналогично президенту США захотел иметь современный безопасный комфортабельный вертолет-салон. А двухдвигательная силовая установка как раз и обеспечила бы необходимый уровень комфортности и безопасности. 30 мая 1960 года последовало Постановление Совета Министров СССР о постройке параллельно с однодвигательным В-8 двухдвигательного вертолета В-8А. Проектирование двигателя для В-8 мощностью 1250 л. с. было поручено ОКБ-300.
В 1955 году произошла темная история с отстранением Александра
Александровича Микулина, одного из основоположников советского
двигателестроения, от руководства этого московского ОКБ и назначением на
должность Главного конструктора его заместителя Сергея Константиновича
Туманского. Коллектив ОКБ боготворил своего первого Главного, и уход
Микулина стал для всех сильнейшим ударом. К тому же уже в следующем –
1956 – году Туманскому наряду с остальными руководителями ОКБ отрасли
было присвоено звание Генерального конструктора. Туманский понимал, что
ему надо скорейшим образом проявить себя на новом ответственном посту и
согласился на разработку турбовального двигателя, получившего название
ТВ-2-300 («турбовальный», «2-е поколение», «завод №300»). Но дело у
Туманского не заладилось. ОКБ Миля уже выходило на постройку первого
вертолета, а ясности с двигателем все не было.
ЦИАМ вынужден был в конце 1960 года провести обсуждение по выбору схемы и параметров двигателя, после чего было решено разработку передать в ОКБ Изотова, которое в течение одного года смогло спроектировать и построить первые опытные образцы двигателя ГТД-350. Это решение было закреплено
Постановлением Совета Министров СССР №3932рс от 31 декабря 1960 года и
Приказом Государственного комитета авиационной техники №18сс от 18
января 1961 года. В марте 1961 года были оформлены Тактико-технические
требования ВВС – ГВФ, которые уточнялись в 1963 году. В течение ноября-декабря 1960 года были получены чертежи от ОКБ-300, выполнены
поверочные расчеты и компоновки, и началось рабочее проектирование
нового двигателя ТВ-2-117 («турбовальный», «2-е поколение», «завод
№117»), впоследствии первый дефис в названии двигателя убрали – ТВ2-117.
Изначально силовой установке, включавшей также главный вертолетный
редуктор ВР-8, был присвоен заводской индекс «изделие В», в дальнейшем
замененный на «изделие 79».
Пока двигателисты разбирались со своим организационным вопросом, в
ОКБ Миля было решено не терять время и начать отработку систем вертолета
на однодвигательном варианте. К лету 1961 года была завершена сборка
первого опытного образца В-8 с двигателем АИ-24В. Для этого варианта
вертолета не нужно было изготавливать новые элементы трансмиссии и
несущей системы: главный редуктор, вал трансмиссии, несущий и рулевой
винты, колонка были оставлены с Ми-4. И 24 июня 1961 года под
управлением летчика-испытателя Б. В. Земскова вертолет В-8 впервые
поднялся в воздух. Спустя две недели вертолет В-8 показали на
традиционном воздушном параде в Тушино, после чего он экспонировался на
ВДНХ. Н. С. Хрущев был настолько доволен, что однажды провел в салоне
В-8 прямо на ВДНХ выездное заседание Политбюро ЦК КПСС.
Изотов у себя в ОКБ задал точно такой же бешеный темп, как и в случае с ГТД-350. Уже к апрелю 1961 года был выпущен и передан в производство комплект рабочей документации. В августе полностью закончена подготовка
производства для изготовления деталей и узлов двигателя. Первый опытный
экземпляр был собран 10 сентября – на 20 дней раньше графика, утвержденного ГКАТ. Второй номерной двигатель – в декабре 1961 года. На
подходе был и третий двигатель. 15 сентября 1961 года состоялся первый
запуск ТВ2-117, следом на стенд встал и второй мотор. Схему и характеристики двигателя выбрали с учетом современных условий эксплуатации вертолетов.
К началу 60-х годов география применения вертолетов в народном хозяйстве и военной авиации значительно расширилась: от Антарктиды до Средней Азии и Сибири, над сухопутными и морскими просторами. В народном хозяйстве вертолеты стали широко использоваться при транспортировке грузов (в том числе на внешней подвеске), для пассажирских перевозок, особенно в недоступные для самолетов места, а часто и для транспортировки наземного транспорта. В сельском хозяйстве винтокрылые машины нашли применение при распылении удобрений и ядохимикатов. Вертолеты оказались незаменимыми в
обслуживании нефтяных и газовых месторождений, геологической разведке,
аэрофотосъемке, борьбе с лесными пожарами, проведении сложных монтажных работ и т.п. В военной авиации вертолеты стали незаменимы при
транспортировке десанта, перевозке вооружения, проведении разведки и
огневой поддержки с воздуха, эффективной борьбе с танками и подводными
лодками, использовании в качестве штабных машин.
При рабочем проектировании двигателя были рассмотрены как отечественные, так и зарубежные аналоги. Первоначально для ускорения работ расчетчики провели моделирование проточной части компрессора двигателя АИ-20 мощностью 4000 л. с. под требуемые характеристики. Первые пять двигателей были изготовлены именно с таким компрессором, два из которых даже испытали на вертолете. Но положительных результатов это не принесло, степень сжатия, расход воздуха, КПД, запасы ГДУ были значительно ниже расчетных. Поэтому компрессор был спроектирован заново и его начали устанавливать, начиная с шестого опытного экземпляра двигателя.
В авиационной литературе распространена история, о том, что в ОКБ Изотова был доставлен поднятый из морских глубин новейший американский двигатель
General Electric Т58, который «разобрали, а собрали уже ТВ2-117». Это всего лишь легенда, основанная на схожести конструктивных схем обоих двигателей. На самом деле, такая история имела место с другим американским двигателем – ТРД производства фирмы Teledyne типа J69/J100 для корабельной ракеты, – который действительно был выловлен в море и привезен в Ленинград для исследований. Он до сих пор хранится в АО «ОДК-Климов».
Согласно техническим условиям ТВ2-117 должен был развивать мощность на взлетном режиме в 1250 л. с. и кратковременном чрезвычайном режиме в 1500 л. с. Первые же эксперименты со вторым вариантом компрессора показали, что мощность в 1500 л. с. возможно использовать на взлетном режиме. Вероятно, и сам Изотов, будучи уже к тому времени опытным руководителем, проявил хитрость, с самого начала переразмерив двигатель, зная, что у объектовщиков «аппетит растет во время ужина». Главный конструктор оказался прав. В 1962 году Технические условия на двигатель были уточнены в сторону увеличения взлетной мощности до 1500 л. с. Дальше работы продолжились в соответствии с новым Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №415186 от 3 мая 1962 года и Приказом ГКАТ №153сс от 18 мая 1962 года.
Новые требования к двигателю ТВ2-117 определили окончательную его компоновку, включавшую следующие основные узлы и системы: 10-ступенчатый осевой компрессор. Состоит из корпуса, ВНА с поворотными лопатками, НА с поворотными лопатками первых трех ступеней, ротора с рабочими лопатками, спрямляющего аппарата, двух опор ротора и кока. Ротор компрессора выполнен в виде цельного барабана из титанового сплава вместо отдельных дисков, имеющего круговые замки крепления рабочих лопаток, что дало возможность увеличить его жесткость. На компрессоре установлены клапаны перепуска воздуха из полости за VI-й ступенью. Для нужд вертолета воздух отбирается за VIII-й ступенью; кольцевая камера сгорания с восемью
горелками, крепится передней входной частью к спрямляющему аппарату
компрессора, а задней частью к сопловому аппарату турбины компрессора.
Состоит из наружного и внутреннего корпусов диффузора, кольцевой жаровой
трубы с восемью завихрителями, корпуса камеры сгорания, восьми рабочих
форсунок и двух пусковых воспламенителей; двухступенчатая осевая турбина
компрессора, предназначающаяся для привода компрессора и агрегатов
двигателя, состоит из ротора, корпуса, двух сопловых аппаратов и опор.
Ротор включает в себя два основных диска и один покрывающий диск. Вал
компрессора имеет цельную жесткую конструкцию, точеную из титанового
сплава. Крепление рабочих лопаток в диски – «елочного» типа;
двухступенчатая осевая свободная турбина без охлаждения рабочих лопаток,
состоящая из ротора, двух сопловых аппаратов и опор.
Передача крутящего момента на главный редуктор осуществляется главным
приводом, состоящим из корпуса привода, вала-рессоры, коробки и шлицевой втулки привода регулятора оборотов. Лопатки выполнены аналогично лопаткам ТК; выхлопная труба, состоящая из выхлопного патрубка, кожуха и стяжной ленты. Выхлопной патрубок крепился к четвертой опоре двигателя (передняя опора свободной турбины); коробка приводов агрегатов, установленная в передней части двигателя. На коробке приводов крепятся агрегаты: стартер-генератор, топливный насос-регулятор, командный агрегат, плунжерный насос, датчик счетчика оборотов турбокомпрессора, верхний маслоагрегат с фильтром; масляная система двигателя, выполненная по открытой замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла под давлением. Включает в себя верхний и нижний масляные агрегаты, трубопроводы двигателя и магистральные трубопроводы, установленные на вертолете, воздушно-масляный радиатор, суфлерный бачок и маслобак; система суфлирования, обеспечивающая работу масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов с целью устранения выброса масла через уплотнения. Состоит из суфлирующих каналов, трубопроводов и приводного центробежного суфлера; топливная система, предназначающаяся для обеспечения питания двигателя топливом и регулирования режимов работы двигателя путем изменения подачи топлива в камеру сгорания. Включает следующие агрегаты: насос-регулятор, регулятор оборотов, синхронизатор мощности, исполнительный механизм ограничителя температуры газов, клапан постоянного давления системы запуска, блок дренажных клапанов, рабочие топливные форсунки, пусковые воспламенители и топливные магистрали; дренажная система, обеспечивающая слив топлива и масла из камеры сгорания, корпуса турбины и полостей четвертой опоры; слив топлива из магистралей рабочих форсунок после остановки двигателя; капельный слив из агрегатов топливной и гидравлической систем; система регулирования и управления, обеспечивающая запуск двигателя на земле и в воздухе; управление на установившихся и переходных режимах (приемистость и сброс газа); ограничение максимальных оборотов ротора компрессора, расхода топлива, температуры газов перед турбиной и
максимальной степени сжатия за компрессором; поддержание оборотов
несущего винта в заданном пределе; выравнивание мощностей обоих
двигателей, работающих совместно, а также автоматическое увеличение
мощности одного из двигателей при отказе другого; система ограничения
температуры газов, предназначающаяся для автоматического ограничения
повышения температуры газов перед турбиной компрессора путем уменьшения
подачи топлива к рабочим форсункам двигателя. Состоит из комплекта
термопар, усилителя ограничителя температуры, исполнительного механизма с
электромагнитом; гидравлическая система, выполняющая следующие функции:
поворот лопаток НА компрессора I–III ступеней и лопаток ВНА по заданной
программе в зависимости от оборотов двигателя и температуры воздуха на
входе в двигатель; закрытие на заданных оборотах двигателя клапанов
перепуска воздуха из компрессора; выдачу сигнального давления на
механизм ограничителя температуры газов по физическим оборотам турбины
компрессора и др. Состоит из плунжерного насоса, командного агрегата,
двух гидромеханизмов, клапанов перепуска воздуха и клапана противообледенения; противообледенительная система для обогрева входной
части двигателя горячим воздухом, отбирающимся из полости между кожухом и
жаровой трубой камеры сгорания. Включает в себя трубу отбора горячего
воздуха, клапан с электромагнитом, две трубы подвода горячего воздуха от
клапана к корпусу первой опоры. Сигнализация обледенения, агрегаты
автоматического и ручного включения, автоматика подачи горячего воздуха в
систему устанавливаются на вертолете.
На двигателе также применена воздушная система охлаждения горячих деталей и узлов двигателей, работающих в зоне высоких температур. Регулируемый
направляющий аппарат был новинкой, улучшал условия запуска двигателя,
позволял повысить запасы газодинамической устойчивости компрессора,
настраиваемого в зависимости от режима работы двигателя и обеспечивающего бессрывное протекание потока.
Впервые в отечественной практике также была применена конструкция турбинных лопаток с удлинённой ножкой хвостовика, позволившая снизить массу дисков турбин, снизить напряжения в них и улучшить охлаждение. Полки турбинных лопаток были изготовлены с лабиринтами, демпфировавшими переменные напряжения в лопатках и повышавшими КПД. Еще одним новшеством стала установка в турбине компрессора покрывающего диска, обеспечивающего охлаждение и демпфирование колебаний основного диска. При доводке двигателя были получены высокие значения КПД узлов: компрессора – 85%, турбины компрессора – 87%, свободной турбины – 91%. Запасы газодинамической устойчивости составили не менее 25%. Эти показатели были на уровне лучших образцов ГТД того времени.
Как и в случае с ВР-2, эскизный проект главного редуктора ВР-8 был разработан еще в 1959 году в недрах ОКБ Миля, после чего выпуском рабочих чертежей занялись конструкторы ОКБ Изотова. Схема редуктора представляла трехступенчатую передачу от двух двигателей на несущий и рулевой винты. Двигатели и редуктор соединялись с помощью муфт свободного хода, допускавшей поочередной запуск двигателей и остановку одного из двигателей при работающем втором. 1962–1963 годы были богаты на исследовательские
работы по новой силовой установке. В течение года были проведены десятки
длительных и специальных испытаний. Кроме того, в ЦИАМ были поставлены
установка компрессора и полноразмерный двигатель для испытаний в
термобарокамере.
Проведенный в жестком ритме объем стендовых испытаний позволил приступить к началу летных. Первые двигатели ТВ2-117 и редуктор ВР-8 поступили в ОКБ Миля летом 1962 года. Расположение силовой установки на вертолете было аналогичное Ми-6 и Ми-2, спарка двигателей размещалась над кабиной, позади – главный редуктор.
2 августа 1962 года вертолет В-8А с ТВ2-117 впервые оторвался от земли.
Первый свободный полет был совершен 17 сентября 1962 года
летчиком-испытателем Н. В. Лешиным. В полетах проявились высокие
вибрации силовой установки и всего вертолета.
Причина вибраций была связана с применением четырехлопастного
несущего винта, доставшегося от Ми-4. После внедрения в конструкцию
вертолета нового пятилопастного винта, вибрации значительно уменьшились.
Силовая установка обеспечила вертолету В-8А высокую энерговооруженность, достаточную в том числе для выполнения горизонтального полета без снижения при отказе одного из двигателей. Новый вертолет смог перевозить 28 пассажиров (или 32 десантника) или 12 носилок с ранеными или 4 т груза внутри кабины или 3 т груза на внешней подвеске.
В сентябре 1962 года вертолет В-8А вместе с В-2 был представлен Н. С. Хрущеву и председателю Государственного комитета Совета министров СССР по авиационной технике П. В. Дементьеву. В апреле 1964 года были успешно проведены длительные 300-часовые испытания, и последний этап Государственных стендовых испытаний был завершен. Акт Госиспытаний был утвержден Главнокомандующим ВВС СССР Главным маршалом авиации К. А. Вершининым 30 июня 1964 года, двигатель был рекомендован к серийному производству.
Всего в ходе опытно-конструкторских работ было изготовлено 46 номерных двигателей, из которых 14 было отправлено в ОКБ Миля. Начиная с №39, двигатели имели уже окончательную компоновку. За время доводки и длительных заводских испытаний общая наработка двигателей ТВ2-117 составила 8880 часов, из них более 150 часов в полете. Одновременно завершались работы и по редуктору ВР-8, который часть зачетных испытаний проходил в составе вертолета. Во время доводки редуктора произошло неординарное событие. Перед началом очередного испытания в него забыли залить масло, и редуктор отработал в таком режиме целых полчаса, после чего стал разрушаться. Этот инцидент мог бы всем участникам обойтись боком, обвинение могло быть более чем серьезное – преступная халатность. Из ситуации вышли следующим образом. Результаты данных испытаний представили как исследование работы редуктора в нештатных условиях и на критических режимах, из которых следовало, что масляное голодание в главном редукторе дает большой шанс продолжить полет до момента совершения вынужденной посадки.
В ноябре 1964 года два вертолета В-8АТ и В-8АП завершили объем
Государственных испытаний, после которых были рекомендованы в серийное
производство под обозначениями Ми-8Т в десантно-транспортном и Ми-8П в
пассажирском вариантах. В марте 1965 года были завершены испытания
пассажирского вертолета при участии ГосНИИ ГА для Аэрофлота. В этом же
месяце вертолет Ми-8 запустили в производство на заводе №387 в Казани,
полностью вытеснив в 1969 году Ми-4. В 1970 году к выпуску Ми-8
подключили завод №99 в Улан-Удэ. Эта машина стала самой удачной и
массовой за всю историю вертолетостроения. До середины 1990-х годов она
была выпущена в десятках модификаций общим количеством около 8200
экземпляров.
В 1964 году серийным изготовителем силовой установки был определен Пермский моторостроительный завод, поменявший к тому времени в названии имя Сталина на Свердлова. Для курирования серийного производства там создали группу конструкторов во главе с представителем Главного конструктора Завода имени В. Я. Климова. Между двумя заводами завязались тесные и плодотворные связи. Для пермского завода налаживание производства двигателя малой размерности стало новым делом, так как до этого предприятие специализировалось на выпуске больших двигателей.
Специфика малоразмерности и высоких оборотов потребовала освоения новых
технологических процессов в изготовлении деталей и балансировке,
изменения используемого оборудования, создания дополнительных установок
для испытаний компрессора, продувки сопловых аппаратов и т.д. Таким
образом, разработка силовой установки Ми-8 с «осевой линии» заняла
рекордные 3.5 года, в течение которых было изготовлено 50 опытных
двигателей и 15 главных редукторов. На 38 двигателях и 8 редукторах была
проведена доводка на стендах с общей наработкой более 8000 часов. 12
двигателей и 7 редукторов было поставлено в ОКБ Миля для проведения
летно-конструкторских работ. Опытно-конструкторские работы были
закончены, начиналась работа по устранению замечаний и увеличению
ресурса.
География применения Ми-8 быстро расширялась. Началась продажа вертолета за границу. В некоторых странах с жарким климатом и высокогорным расположением посадочных площадок стала проявляться нехватка мощности при взлете с полной загрузкой. В частности, из Ирака поступили просьбы о сохранении взлетной мощности двигателей до температуры окружающего воздуха +40˚С (при обычных условиях мощность поддерживалась до температуры +18-20˚С). В результате некоторого сокращения ресурса на взлетном режиме появилась возможность сохранения мощности в 1440 л. с. до температуры +40˚С.
Широкий диапазон эксплуатации, в том числе и при экстремальных условиях, и большая летная наработка выявили дефекты, не проявившиеся при стендовой доводке и летных испытаниях: эрозия проточной части компрессора, разрушение кольцевых уплотнений, износ шлиц рессоры привода главного редуктора, самовыключение двигателя при работе в сложных атмосферных условиях и другие. Для исключения эрозии деталей компрессора, которая стала
стихийным бедствием при эксплуатации ГТД в запыленных районах, мягкие
покрытия статора компрессора заменили напылением на стальные детали. Эти
работы по созданию первой модификации ТВ2-117А («модификация А»)
начались еще в 1965 году, а в серию она была запущена только в 1976
году.
Дополнительно от попадания пыли на вертолете были установлены
пылезащитные устройства (ПЗУ) циклонного типа. Коэффициент очистки у
этих ПЗУ составлял 97-98%. Но, к сожалению, эти ПЗУ были слишком тяжелы –
они весили около 70 кг – и имели слишком большие габариты. Их установка
в носовой части вертолета изменило его центровку. Поэтому было
разработано более легкое ПЗУ грибкового типа съемной конструкции.
Степень очистки такого ПЗУ меньше – 70-75%. При этом сопротивление на
входе в двигатель составляет потерю мощности в 100 л. с. Тем не менее,
его применение позволило, в основном, избавиться от проблемы досрочного
съема двигателей при эксплуатации в запыленных районах. В дальнейшем
грибковое ПЗУ было распространено и на другие типы турбовальных
двигателей.
Вторая серийная модификация ТВ2-117АГ («модификация А», «графитовое уплотнение») была внедрена в производство в 1986 году. Применение кольцевых уплотнений второй опоры (по типу поршневых колец) приводило к их раннему износу и разрушению, и как следствие, к попаданию масла в воздушные полости и его возгоранию. Поэтому в конструкцию двигателя взамен кольцевых уплотнений были внедрены графитовые уплотнения, которые позднее были установлены и на других двигателях. Остальные дефекты также были успешны «побеждены» совместными усилиями инженеров Завода имени В. Я. Климова и Пермского моторного завода.
Ресурс до 1-го капремонта и межремонтный ресурс были доведены до 1500 часов, назначенный ресурс – до 12 000 часов. Аналогичные работы были проведены и по главному редуктору, его модифицированная версия получила название ВР-8А. В советское время наработка двигателей семейства ТВ2-117
достигала 2.5 млн. часов в год, а за 55-летнюю эксплуатацию общая наработка составляет более 120 млн. часов. Вертолеты Ми-8 эксплуатируются в 80 странах мира.
При изготовлении двигателей ТВ2-117 впервые стали использоваться такие прогрессивные технологические процессы, как электронно-лучевая сварка и холодная вальцовка лопаток компрессора. Молодым инженерам ОКБ Изотова, разработавшим метод холодной вальцовки, была присуждена премия Ленинского комсомола. Эти процессы перенесли в производство всех без исключения отечественных газотурбинных двигателей.
26 июня 1974 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №533-186, которое было подкреплено в 1975 году совместным Решением МАП–МГА–ВВС о создании двигателя ТВ2-117Ф («форсированный»), по заводской классификации – «изделия 69». ОКБ Изотова требовалось решить следующие задачи: установить ПЗУ, обеспечив при этом взлетную мощность 1500 л. с. (работы по ПЗУ поручались ОКБ Миля); обеспечить гарантированную мощность 1440 л. с. с поддержанием ее до температуры +40˚С с ПЗУ; ввести чрезвычайный режим мощностью 1700 л. с. и многократным использованием его в случае отказа одного из двигателей.
В короткий срок двигатель удалось форсировать за счет увеличения частоты вращения ротора на 2.5%, повышением температуры газов на 85 К и внесением соответствующих конструктивных усовершенствований. Это, в свою очередь, потребовало применения более жаростойких материалов, а для обеспечения высотности и введения ЧР внесли изменения в топливорегулирующую аппаратуру и систему управления. Степень унификации с базовым двигателем составила 90%. Весь комплекс заводских испытаний закончили в декабре 1977 года с общей наработкой 8100 часов.
1 октября 1978 года двигатель успешно завершил Государственные совместные стендовые испытания за ресурс 1500 часов, а в следующем году вертолет Ми-8ФТ с двумя двигателями ТВ2-118Ф – Государственные летные испытания. Наработка двигателей в составе вертолета в стандартных условиях и условиях горной местности составила 300 часов.
Несмотря на достигнутые повышенные технические характеристики, в массовое
производство двигатель ТВ2-117Ф запущен не был. Единственный вертолет
Ми-8ПА с ТВ2-117Ф был продан в Японию. Для осуществления сделки
потребовалось провести сертификацию двигателя по американским нормам
летной годности FAR-33.
Проведенная работа по внедрению повышенного режима не пропала даром. На штатных двигателях ТВ2-117 вертолетов Ми-8 «Салон» отдельного авиационного отряда гражданской авиации №235, который занимался перевозками высших должностных лиц Советского Союза и соцстран, был внедрен чрезвычайный режим. Режим мог быть использован на высотах до 1.5 км с продолжительностью одноразового использования в течение до 30 минут. После использования ЧР двигатель подлежал капремонту.
В 1983 году на Заводе имени В. Я. Климова совместно с ЦИАМ, ГосНИИ
ГА, МВЗ имени М. Л. Миля, Пермским моторостроительным заводом, Пермским
агрегатным конструкторским бюро начались работы по использованию
природного газа в качестве топлива для двигателя ТВ2-117. Эти работы
проводились в обеспечение выполнения Постановления ЦК КПСС и Совета
Министров СССР «Об использовании газа на транспорте» 1981 года. Газ,
который всегда сопутствует нефти при ее добыче, выбрасывается в атмосферу и сжигается без какой-либо пользы. Нефтяные месторождения обслуживаются большим числом вертолетов, поэтому перевод даже этого парка машин на газ дал бы большую экономическую выгоду и экономию дорогого топлива – керосина. После ознакомления с опытом разработок в этом направлении была принята схема с использованием сжиженного газа и его впрыском в камеру сгорания через форсунки. Для подачи топлива в форсунки и регулирования его расхода Пермское агрегатное КБ спроектировало специальную топливорегулирующую аппаратуру.
23 марта 1984 года был оформлен межведомственный «Комплексный план работ по созданию экспериментального вертолета Ми-8ТГ», разработанный тремя министерствами – авиационной промышленности, гражданской авиации,
нефтяной и газовой промышленности – и Госкомитетом по науке и технике. В
1985 году вышло соответствующее Постановление ГКНТ СССР № 500 о
расширении работ в этом направлении. В 1984–1988 годах на Заводе имени
В. Я. Климова изготовили девять экспериментальных изделий, на которых
была отработана система подачи сжиженного газового топлива. Первые
запуски двигателя ТВ2-117ТГ («транспортный», «газовый»), который получил
внутризаводской индекс «изделие 13», провели уже в 1985 году. На двигателе была применена опытная двухконтурная гидромеханическая САУ конструкции Пермского агрегатного КБ. В ходе стендовых испытаний ТВ2-117ТГ без замечаний работал 12 видах топлива, в том числе: сжиженных пропан-бутановых газах, авиационном сконденсированном топливе (АСКТ), авиационных и автомобильных бензинах, керосинах, дизельных топливах.
Двигатель имел хорошую приемистость и устойчивость работы. Температурное
поле газа перед турбиной не изменилось.
Испытания проводились как на стендах Завода имени В. Я. Климова, так и Пермского моторостроительного завода. Были проведены длительные
эквивалентно-циклические испытания (ЭЦИ) за ресурс 100 часов на керосине
РТ, за 1500 часов на дизельном топливе, за 100 часов на дизельном
топливе, за ресурс 500 часов на сжиженном нормальном бутане. В 1987 году
на полигоне МВЗ имени М. Л. Миля были начаты летные испытания
экспериментального вертолета Ми-8ТГ (летчик-испытатель Г. Г. Агапов). На
первом этапе на вертолет установили только один «газовый» двигатель.
Сжиженный газ размещался в специальных баках, применявшихся в
автомобильной промышленности. Второй двигатель был оставлен штатным –
«керосиновым» – ТВ2-117А с той целью, чтобы, в случае отказа ТВ2-117ТГ
вертолет мог бы благополучно завершить полет на одном двигателе. В
действительности же произошло с точностью до наоборот: в одном из
полетов в «керосиновый» двигатель попала птица, он заглох и пришлось
продолжить полет на оставшемся «газовом» двигателе, который успешно
справился с этой задачей. Всего выполнено 40 полетов (42 часа) на
Ми-8ТГ. Эти испытания проводились на техническом бутане.
«Газовый» двигатель отличался минимальными выбросами копоти и вредных
веществ. На летных испытаниях отсутствие черной гари можно было увидеть
невооруженным взглядом: борт со стороны «керосинового» двигателя был,
как обычно, покрыт слоем сажи от выхлопов, а со стороны «газового»
двигателя обшивка оставалась чистой. Механики даже шутили, что после
перехода авиатехники на газ, они будут ходить в белых халатах. (Надо отметить, они не так были далеки от истины. В советское время войти в любой цех авиамоторного завода страны можно было исключительно в белом халате. И это правило соблюдалось всеми – от рабочего до Генерального конструктора и директора).
Удельный расход топлива по сравнению с авиакеросином уменьшился на 6% за счет более высокой теплотворной способности газового топлива. Газовое топливо менее агрессивно по отношению к конструкционным и уплотнительным материалам, благодаря чему (а также отсутствию сажевых отложений) ресурс двигателей при работе на газе повышается на 15-25%. В 1990 году был изготовлен первый опытный образец ТВ2-117ТГ с новой электронно-гидромеханической САУ, разработанной в ПАКБ. Дальнейшее развитие работ в этом направлении привело к изготовлению предсерийного промышленного образца вертолета Ми-8ТГ с двумя политопливными двигателями ТВ2-117ТГ, способными работать как на керосине, так и на АСКТ, а также на их смесях в любых пропорциях.
В 1991 году был закончен эскизный проект Ми-8ТГ, в 1992 году проведен этап макета. На авиасалоне МАКС-93 вертолет впервые продемонстрировали широкой публике на статической стоянке, а на МАКС-95 – в полете. В 1995–1997 годах провели первый этап наземных и летных испытаний газо-керосиновой топливной системы. Особую ценность «газовый» двигатель представляет при эксплуатации в труднодоступных районах Сибири, Арктики, Антарктиды и других областях с экстремальными климатическими условиями, а также в условиях боевых действий, когда возможны дефицит и низкое качество авиационного топлива.
К сожалению, работы по вертолету Ми-8ТГ с двигателями ТВ2-117ТГ были
полностью свернуты – в стране во всю бушевало «смутное время 90-х». В
начале 1960-х годов был разработан проект двигателя ТВ2-117С («самолетный») с выносным редуктором, а также проект спарки двигателей – ТВ2-117ДС («двухдвигательный вариант», «самолетный»), передающие мощность на общий выносной редуктор винта. Эквивалентная мощность каждого двигателя на взлетном режиме составляла 1600 л. с. В 1971 году Генеральный конструктор О. К. Антонов примерял двигатель ТВ2-117С на самолете Ан-3 – модернизированном варианте Ан-2.
В 1965–1966 годах в ОКБ Изотова были проведены экспериментальные работы по двигателю ТР2-117 («реактивный»). На нем вместо свободной турбины было
установлено реактивное сопло. Все работы проводились на переделанных
серийных двигателях, полученных из Перми. На одном двигателе было
проведено 100-часовое испытание, а четыре двигателя были поставлены в
ОКБ Туполева для испытаний в составе беспилотного аппарата М0144. В 1971
году Главному конструктору С. П. Изотову по результатам работ при
создании и внедрении в серийное производство турбовального двигателя
ТВ2-117 была присуждена Государственная премия.
Производство ТВ2-117 прекратили только в 1997 г. За 32 года было изготовлено более 23 000 экземпляров. ТВ2-117 стал самым массовым двигателем в мире в своем классе, а такая его модификация как ТВ2-117ТГ вообще не имеет аналогов в мировом авиационном двигателестроении.