Уже в начале вертолетной эры наша страна прочно заняла лидирующее
место среди авиационных держав по разработке турбовальных двигателей. В
СССР/России было создано 9 типов ТВаД, которые были запущены в массовое
производство и изготовлены общим тиражом почти 80000 единиц. Но были
проекты вертолетных двигателей, которые по тем или иным причинам не
достигли стадии серийного производства. Порой это были достаточно смелые
и перспективные разработки для своего времени.
АИ-7
Самый
необычный отечественный вертолетный двигатель был построен Запорожским
моторостроительным КБ, которым руководил Александр Георгиевич Ивченко. В
то время вертолетостроители большую часть времени посвящали поискам
различных схем для винтокрылых машин. ОКБ М. Л. Миля задумало проект
сверхтяжелого вертолета-крана с турбореактивными двигателями (ТРД),
установленными на концах лопастей несущего винта.
В то время представлялось, что реактивный привод несущего винта,
является одним из приоритетных направлений. При таком приводе крутящий
момент винта создавался благодаря газовой струи (тяги), выходящей из
сопел ТРД. Для опробования такой схемы было решено построить небольшой
четырехместный двухлопастный-двухдвигательный вертолет В-7 (20 декабря
1956 года вышло соответствующее Постановление СМ СССР). Схема вертолета
подразумевала создание легкого и малогабаритного ТРД, способного надежно
работать в поле центробежных сил при больших перегрузках. За проектирование такого двигателя взялся только Главный конструктор
Ивченко.
В декабре 1959 года были готовы и поставлены в ОКБ Миля
первые летные образцы двигателя АИ-7, который представлял собой
простейший ТРД с центробежным компрессором и одноступенчатой турбиной.
Двигатель имел тягу 60 кгс. С целью уравновешивания гироскопических
моментов в конструкцию двигателя были внедрены три моховика, вращающиеся
в сторону, противоположную турбине.
Первые попытки оторвать вертолет от земли закончились неудачами. Сначала двигатели не могли развить заданную тягу из-за большого отбора мощности на работу маховиков, поэтому их пришлось снять с двигателей. Вследствие этого
началось перегревание маслосистемы, для охлаждения которой были
построены трубчатые маслорадиаторы, размещенные вокруг воздухозаборников двигателей. Теперь АИ-7 стали развивать расчетную тягу, но все нагрузки от гироскопического момента стала воспринимать несущая система летательного аппарата. Доводка вертолета и силовой установки затянулась на несколько лет. К решению проблемы обеспечения работы двигателей в поле центробежных сил был подключен Центральный институт авиационного моторостроения.
19 февраля 1962 года вертолет В-7 выкатили на летно-испытательную станцию для проведения висения на привязи, но он снова не смог оторваться от земли. Под воздействием гироскопического момента двигателей лопасти закручивались на отрицательный угол, их обшивка покрывалась гофрами, что создавало большое сопротивление вращению, усиленное незакопотированными двигателями. Но этим проблемы не ограничивались, конструкция вертолета также требовала внесения изменений.
Двигатели АИ-7 были отправлены на доработку в ОКБ А. Г. Ивченко, лопасти отремонтировали, для двигателей построили капоты, и в апреле 1965 года испытания вертолета В-7 на привязи были возобновлены. При первом же запуске один из двигателей заклинило. Пришлось его вновь возвращать в Запорожье.
20 сентября 1965 года, наконец, дважды удалось добиться устойчивого зависания вертолета, после чего началось выполнение программы испытаний. Но 11 ноября во время испытаний на максимальных оборотах несущего винта произошло почти одновременное разрушение обоих двигателей. Как оказалось, взлетный режим, на котором они работали в момент разрушения, был критическим. Турбокомпрессоры вошли в резонансные колебания и, выломав корпуса, «улетели» вместе с задними частями двигателей. При этом вертолет смог плавно опуститься на землю. После этого инцидента дальнейшие работы по двигателю АИ-7 были признаны неперспективными.
Вскоре прекратилась и разработка вертолета В-7, которая еще некоторое время продолжалась в связи с тем, что специалисты ЦИАМ предложили свой вариант вертолетного ТРД – МД-3, у которого гироскопический момент уравновешивался за счет противоположного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель был «сырой» и требовал длительной доводки.
Всего в процессе опытно-конструкторских работ в ОКБ Ивченко для испытаний и доводочных работ изготовили 11 двигателей АИ-7, а в ОКБ Миля была заложена опытная серия из пяти вертолетов В-7, один из которых сохранился и экспонируется в Центральном музее ВВС в Монино.
ГТД-550В
После запуска в серию ГТД-350 дальнейшие работы в ОКБ Главного конструктора С. П. Изотова по созданию малоразмерного, но более мощного двигателя продолжились в 1966 году на основании Письма Министра авиационной промышленности от 14 июля и вышедшего вслед за ним 30 ноября Приказа МАП №503с. Проект двигателя получил новое название ГТД-550 («изделие 83»), он предусматривал одновременную разработку вертолетного и самолетного вариантов.
Первоначально проект двигателя предусматривал взлетную мощность 550 л. с., но довольно быстро был переделан на 640 л. с. Конструкция двухвального двигателя ГТД-550В была спроектирована с передним выводом вала свободной турбины, проходившем внутри вала турбокомпрессора, и имела следующие основные элементы: 11-ступенчатый осевой компрессор. Ротор компрессора барабанного типа. Барабан, корпус компрессора и лопатки – из титановых сплавов; кольцевая камера сгорания с вращающейся форсункой; двухступенчатые турбина компрессора и свободная турбина. Рабочие лопатки турбин бандажированы полками с лабиринтными гребешками для повышения КПД и снижения переменных напряжений; встроенный редуктор.
Двигатель ГТД-550В в 1966-1967 годах рассматривался в качестве силовой установки для одного из вариантов легкого вертолета ОКБ М. Л. Миля Ми-20. По сравнению с ГТД-350 новый двигатель предполагал лучшие характеристики по экономичности на 35%, удельной мощности на 25%, а удельной массе на 80%. Был изготовлен габаритно-стыковочный макет, который направили в ОКБ Миля. Однако дальнейшие работы показали, что вертолет оказался переразмеренным, и до постройки опытного образца и летных испытаний дело не дошло.
Уже на ранней стадии ОКР по ГТД-550В к работам были привлечены польские
инженеры. Их группа из 30 человек под руководством Главного конструктора
завода PZL Rzeszów работала в Ленинграде при консультации расчетчиков и
конструкторов Завода имени В. Я. Климова. В течение нескольких месяцев
было выполнено проектирование, выпуск рабочих чертежей, разработка
компоновок узлов двигателя ГТД-550В.
Одновременно с выпуском опытных двигателей в Ленинграде, в Польше
началась подготовка производства, были разработаны технологические
процессы и даже были изготовлены первые детали. Польская сторона
произвела значительные финансовые затраты. Совместная работа велась в
благоприятных условиях, но без объяснения причин была дана команда все
работы прекратить.
Можно только сожалеть, что советские вертолеты в конце 1960-х годов остались без экономичного и легкого двигателя. В этом классе мощности у России своего двигателя нет до сих пор. А, если учитывать тот факт, что все разработки ОКБ Изотова используются в десятках тысячах экземплярах и по сей день, то можно с уверенностью утверждать, что двигателю ГТД-550В была уготована долгая авиационная жизнь.
От ГТД-11 до ГТД-400
В начале 1970-х годов Главный конструктор Омского МКБ В. А. Глушенков
задумал создать новый экономичный ТВаД ГТД-11 в классе мощности 400 л.
с., который смог бы заменить двигатели ГТД-350 на модернизированном
вертолете Ми-2. В 1972 году ОКБ Миля в инициативном порядке подготовило
проект такого вертолета – четырехместного Ми-20 (очередного с этим
названием). Двигатель казался перспективным, и руководство авиационной
промышленности поддержало предложение вертолетчиков. Но в 1973 году
Глушенков был переведен из Омска на Калужский моторный завод, а милевцы
полностью переключились на совместное с поляками создание вертолета W-3.
Повторно Глушенков вернулся к разработке ГТД-11 уже в Калуге, когда ОКБ
Камова потребовалось модернизировать поршневой вертолет Ка-26 под
газотурбинные двигатели. В 1974 году успешно прошла министерская
макетная комиссия по вертолету Ка-26М, после чего на Калужском моторном
заводе началось рабочее проектирование двигателя.
В марте 1975 года был готов эскизный проект Ка-26М с двумя двигателями ГТД-11. На заводе были построены первые образцы газогенераторов для проведения стендовых испытаний. Но внезапно обстоятельства круто изменились, Калужский завод был в срочном порядке переориентирован под освоение массового производства первого в мире танкового газотурбинного двигателя конструкции С. П. Изотова ГТД-1000Т. Все работы по ГТД-11 были
свернуты.
В 1994 году Омское МКБ под руководством Главного конструктора В. Г. Костогрыза еще раз предприняла попытку разработать высокоэкономичный малоразмерный ГТД в классе мощности 400 л. с. в вертолетном и самолетном варианте. Новый проект ТВаД ГТД-400 предполагал следующую схему: одноступенчатый центробежный компрессор, одноступенчатые турбина компрессора и свободная турбина с выводом вала отбора мощности вперед, противоточная кольцевая камера сгорания. В двигателе бы предусмотрен встроенный редуктор.
Конструкция двигателя – модульная. Двигатель оборудовали пылезащитным устройством, автономной маслосистемой, электронно-гидравлической САУ с
гидромеханическим резервом с функциями контроля и диагностики двигателя.
Благодаря такой перспективной схеме обеспечивались малые
массогабаритные размеры. Максимальная мощность поддерживалась до
температуры наружного воздуха +30°C. Окончание проекта планировалось на
2001 год, но он так и остался только на бумаге.
РД-600В
Специфика Рыбинского конструкторского бюро моторостроения заключалась в
разработке не массовых авиационных двигателей, а тех, которые требовались стране для решения специфических задач. Так, РКБМ под руководством Главного конструктора Петра Алексеевича Колесова успешно справилось с задачей по проектированию двигателей для самолета вертикального взлета и посадки, сверхзвукового ракетоносца, высотного разведчика, а также по созданию экономичного двигателя с целью ремоторизации сверхзвукового пассажирского лайнера Ту-144.
В 1984 году Колесов ушел на пенсию, а РКБМ было передано в 10-е Главное
управление МАП СССР как площадка для создания демонстрационных образцов
элементов авиационных ГТД, предлагавшихся ЦИАМ в качестве научно-технического задела. Но начавшаяся перестройка к концу 1980-х годов оставила ОКБ, занимавшееся уникальными разработками, без госзаказов. Именно в этот период и зародилась идея спроектировать высокоэкономичный ГТД в размерности 1300-1500 л. с. Ее подсказал директор ЦИАМ Д. А. Огородников.
В 1988 году на пост Главного конструктора коллективом Рыбинского КБМ был выбран Александр Сергеевич Новиков, который смог добиться и поддержки в Министерстве авиапрома и открытия финансирования на опытно-конструкторские работы.
Изначально на основании Постановления Совета Министров СССР №1140 от 12 ноября 1990 года и Приказа МАП №6 от 3 января 1991 года приступили к
проектированию турбовинтового двигателя ТВД-1500 для одно и
двухдвигательных региональных самолетов. (Это было одно из последних
решений в СССР о разработке новой авиационной техники). В начале 1990-х
годов на базе единого унифицированного газогенератора было решено
разработать турбовальный вариант РД-600В.
Разработка ТВаД велась в соответствии с ТТТ ВВС и ТЗ Министерства транспорта от 20 июля 1994 года для многоцелевых вертолетов Ка-60 (военного назначения) и Ка-62 (гражданского назначения). При этом предстояло унифицировать требования военного и гражданского заказчиков. До 1997 года финансирование ОКР велось Министерством обороны России через ОАО «Камов», после – из средств Российского авиакосмического агентства и ОАО «Рыбинские моторы». (В этом же году было завершено объединение серийного рыбинского завода с РКБМ, ярым приверженцем которого был А. С. Новиков, ставший техническим директором – Генеральным конструктором нового объединенного предприятия).
Двухвальный двигатель РД-600В имеет современную конструкцию, характерную для двигателей 4-го поколения, включает следующие основные узлы и системы: 4-ступенчатый осецентробежный компрессор (три осевых и одна центробежная ступень) с поворотными лопатками ВНА и НА I-II ступеней, с клапаном перепуска воздуха из-за осевых ступеней компрессора. На роторе размещен передний шариковый подшипник; кольцевая противоточная камера сгорания с 16-ю центробежными форсунками, две из которых, в районе свечей зажигания – двухканальные; двухступенчатая осевая турбина компрессора. Крепление рабочих лопаток в дисках осуществляется замком типа «елочка». Лопатки I-й ступени – пустотелые, II-й ступени – имеют внутреннюю полость, охлаждаемые.
Лопатки сопловых аппаратов обоих ступеней – полые, охлаждаемые. Полотна,
ступицы дисков, замки охлаждаются воздухом, поступающим из зоны
вторичного воздуха камеры сгорания; двухступенчатая осевая свободная
турбина. Крепление рабочих лопаток в дисках осуществляется замком
«елочного» типа. На концах рабочих лопаток выполнены полки, которые
образуют кольцевой бандаж на периферии рабочего колеса. Сопловые лопатки
– пустотелые, охлаждаемые.
Ротор свободной турбины в задней части имеет два роликоподшипника; встроенное высокоэффективное ПЗУ инерционного типа, которое вместе с внутренней поверхностью маслобака составляет воздуховод, обеспечивающий подвод воздуха к компрессору. Пылевой концентрат отсасывается эжекторами. Включение и выключение воздуха на эжекцию осуществляется клапаном, управляемым из кабины вертолета. Воздух к эжектору подводится из-за блока осевых ступеней компрессора; выходное устройство, представляющее собой кольцевой диффузор, состоящий из соединенных между собой внешней и внутренней обечаек; встроенный промежуточный редуктор, предназначенный для передачи крутящего момента от вала свободной турбины к валу главного редуктора вертолета, а также для размещения приводных агрегатов двигателя.
Редуктор несоосный, включает в себя две самостоятельные ветви и состоит
из силового двухступенчатого редуктора (с муфтой свободного хода с
эксцентриковыми роликами и встроенным измерителем крутящего момента) и
коробки приводов агрегатов, объединенных общим корпусом с крышкой.
Привод агрегатов осуществляется от вала ротора турбокомпрессора через
центральный привод, далее на консольно-расположенные шестерни. коробка
приводов, на которой размещены агрегаты и приборы: генератор, насос-регулятор, подкачивающий насос, маслоагрегат, центробежный суфлер
встроенного типа, регулятор оборотов, турбостартер воздушный, блок датчиков для контроля крутящего момента на выходном валу редуктора, датчик для контроля частоты вращения вала свободной турбины; системы двигателя: электронная цифровая двухканальная с полной ответственностью система автоматического управления (FADEC) с резервным гидромеханическим
каналом, развитая бортовая система контроля и диагностики, система
смазки и суфлирования, топливная система, система отбора воздуха,
система запуска, противообледенительная система.
Для обеспечения высокого уровня технологичности и ремонтопригодности двигатель РД-600В имеет модульную конструкцию и состоит из: базового модуля (включающего компрессор, камеру сгорания, турбину компрессора и промежуточный корпус), свободной турбины, ПЗУ, маслобака, редуктора с коробкой приводов, выходного устройства. Каждый модуль представляет собой
независимый блок. Все шесть модулей выполнены с обеспечением полной
конструктивной взаимозаменяемости. Двигатели имеют вывод вала отбора
мощности вперед и расположены позади главного редуктора ВР-60, который
было поручено разрабатывать Воронежскому ОКБМ.
Первый полет вертолета Ка-60 «Касатка» с двигателями РД-600В состоялся 10 декабря 1998 года (летчик-испытатель А. К. Смирнов). Эта машина стала первой для ОКБ имени Н. И. Камова, построенной по классической, одновинтовой,
схеме, с четырехлопастным несущим винтом и рулевым винтом типа «фенестрон». Второй опытный образец вертолёта, изготовленный в учебном
варианте для подготовки и переучивания летного состава и получивший
обозначение Ка-60У, впервые поднялся в небо почти через девять лет – 21
сентября 2007 года. За период создания двигателя было изготовлено: 8
установок для проведения поузловой доводки (наработка узлов составила
более 6000 часов); 4 газогенератора для проведения доводочных работ,
термометрирования и тензометрирования деталей и узлов; 32 полноразмерных
двигателя для проведения специальных стендовых испытаний по Программе
ГСИ, летных испытаний на двух вертолетах Ка-60, натурном стенде ОАО «Камов» и сертификационных испытаний.
В опытную эксплуатацию было поставлено 12 двигателей. Общая наработка двигателей РД-600В в процессе доводки, летных и сертификационных испытаний составила более 7000 часов, из них в полете свыше 700 часов.
В 2000 году А. С. Новиков был переведен на новую должность в РСК «МиГ», и опытно-конструкторские работы завершались уже без него. В следующем году произошло слияние ОАО «Рыбинские моторы» с ОАО «А. Люлька-Сатурн» под названием ОАО «НПО «Сатурн». Несмотря на огромный объем работ, конструкторам так и не удалось довести двигатель до требований технического задания. Поэтому по завершении сертификационных работ 30 декабря 2003 года Авиарегистр МАК выдал Сертификат типа №СТ 230-АМД c ограничениями, в основном связанными с высотностью, топливной эффективностью и ресурсными показателями. При этом программа Госиспытаний (для двигателей Государственной авиации) была выполнена только на 70%, чистовые ГСИ не проводились по причине приостановки работ по вертолету Ка-60.
В 2007 году все работы по РД-600В были прекращены. Для доводки двигателя до требований ТЗ при постановке его на серийное производство еще в 2008 году специалистами ЦИАМ были подготовлены предложения, предусматривавшие двухэтапность этих работ.
В 2009-2010 годах была предпринята попытка реанимировать доводку
двигателя, и не только в Рыбинске. В ОАО «Климов» разрабатывался проект
РД-600В серии 2. Но после аварии второго прототипа Ка-60У 23 июня 2010
года (хотя причина аварии была не связана с двигателями) камовцы
окончательно переориентировались на французские двигатели Turbomeca
Ardiden 3G, и программа РД600В была закрыта окончательно.
ТВД-20В
Омское моторостроительное КБ под руководством Главного конструктора Валентина Андреевича Глушенкова и его преемников – Виктора Степановича Пащенко (1973-1985) и Валентина Григорьевича Костогрыза (1985-2017) – не
прекращало развивать тематику малоразмерных ГТД для вертолетов и
самолетов, а также вспомогательных ГТД. Созданный в 1970 году двигатель
ТВД-10 послужил платформой для разработки в ОМКБ в 1970-х – 1990-х годов
самых разнообразных конструкций двигателей. Так, например, была разработана базовая конструкция турбовинтового двигателя ТВД-20, которая
в свою очередь послужила основой для вертолетной модификации ТВД-20В
взлетной мощностью 1375 л. с. Этот проект, как и базовый двигатель, предполагал «перевернутую» схему установки в объект – задом наперед. Но в
отличие от него имел двухступенчатый центробежный компрессор, а также
двухступенчатые турбину компрессора и свободную турбину. Вывод вала
мощности был осуществлен назад (вперед по полету).
ТВД-20В предназначался для многоце¬левых вертолетов средней грузоподъемности, предусматривал модуль¬ную конструкцию и был оснащен встроенными пылеза¬щитным устройством и редуктором. Автоматичес¬кий запуск осуществлялся с помощью электрического стартера-генератора. На двигателе предусматривалась электронная система автоматического управления и измеритель крутящего момента, автономной маслосистемой. Несмотря на
высокие удельные показатели и перспективные конструктивные решения,
двигатель ТВД-20В остался только в проекте.
ВК-1500В
В 1999 году на Заводе имени В. Я. Климова под руководством Генерального
конструктора А. А. Саркисова и непосредственным руководством Главного
конструктора П. С. Изотова началось проектирование ТВД ВК-1500 («изделие
60») мощностью 1600-1900 л. с. для самолета Ан-3. Концепция создания
двигателя заключалась в максимальном использовании узлов ТВ3-117ВМА и
ВК-2500, что значительно удешевляло ОКР и сокращало сроки доводочных
работ.
После проведения первых стендовых испытаний ВК-1500 в 2003 году, которые доказали жизнеспособность этой концепции, Завод имени В. Я. Климов вышел с предложением разработать две турбовальные модификации с целью ремоторизации вертолетов: Ка-60/Ка-62 – ВК-1500ВК («изделие 60ВК») взамен РД-600В и Ми-8Т/П – ВК-1500ВМ («изделие 60ВМ») взамен ТВ2-117А/АГ. Конструкция двигателей ВК-1500ВК/ВМ состояла из следующих основных узлов и систем: 10-ступенчатый осевой компрессор. Из базового компрессора ТВ3-117ВМА были исключены первые две ступени, внедрены первые два новых диска и сохранен лопаточный аппарат.
ВНА и первые два НА поворотные; новая укороченная кольцевая прямоточная камера сгорания с наружным топливным коллектором с 12-ю отдельными
двухконтурными центробежными форсунками; двухступенчатая осевая турбина
компрессора с базового двигателя ВК-2500 с охлаждаемыми сопловыми
лопатками I-й ступени. Заменен материал рабочих лопаток I-й ступени,
незначительно изменены геометрические размеры основных и покрывающих
дисков; новая двухступенчатая осевая неохлаждаемая свободная турбина с
выводом вала отбора мощности вперед (ВК-1500ВК) и назад (ВК-1500ВМ).
Уменьшенная длина камеры сгорания и ротора компрессора позволили ликвидировать узел промежуточной опоры турбокомпрессора (2-й опоры базового двигателя) и выполнить переднеприводной вал без промежуточного межвального подшипника; выхлопное устройство у ВК-1500ВМ выполнено по типу базового двигателя, у ВК-1500ВК – новое, с возможностью установки на правый и левый двигатель; система автоматического управления, включающая новые агрегаты электронной части собственной разработки (блок автоматического регулирования и контроля БАРК-60В типа FADEC, счетчик наработки и контроля) и резервной гидромеханической части разработки НПП «ЭГА»; система запуска может быть электрической (при замене двигателей ТВ2-117 на вертолетах Ми-8) или воздушная от бортовой ВСУ; остальные системы двигателя – аналогичны базовому двигателю. При проектировании двигателя закладывалась возможность работы, при небольшой доработке топливной аппаратуры, на дизельном топливе, бензине, сжиженных газах и их смесях.
Демонстрационный образец ВК-1500ВМ был изготовлен в 2002 году в ОАО «Мотор Сич» и в 2003 году прошел 50-часовые длительные испытания по единому полетному циклу ТВ3-117, которые подтвердили заявленные данные. При этом испытания проводились на двух настройках вращения свободной турбины – 12 000 об/мин (для работы с редуктором ВР-8) и 15 000 об/мин (для работы с ВР14).
Разработка двигателя велась по техническим требованиям, утвержденным Генеральным конструктором МВЗ имени М. Л. Миля. Работы с 2005 года проводились под общим руководством нового Генерального конструктора Завода имени В. Я. Климова Алексея Владимировича Григорьева. Проведенные маркетинговые исследования показали, что, несмотря на улучшение расчетных эксплуатационных характеристик вертолета Ми-8, двигатель ВК-1500ВМ в виду значительно бόльшей стоимости по сравнению с ТВ2-117, рыночных перспектив не имеет.
В 2005 году по документации Главного конструктора в ОАО «Мотор Сич» был изготовлен первый опытный образец ВК-1500ВК, который успешно прошел 20-часовые стендовые испытания. Установка двигателя ВК-1500ВК на вертолет Ка-60 требовала разработки нового главного редуктора и полной переделки
мотоотсека. ВК-1500ВК, несмотря на лучшие мощностные и высотные
характеристики, тем не менее, имел худшие показатели экономичности и
бόльшие габаритные размеры, чем РД-600В. В связи с этим камовцы не
проявили заинтересованность к этой разработке. В 2010 году обе опытно-конструкторские работы по двигателям ВК-1500ВМ и ВК-1500ВК были
закрыты, как не давшие положительных результатов.
ВК-3500
В 1992 году в Российской Федерации была принята государственная
«Программа развития гражданской авиационной техники России до 2000
года», в которой было предусмотрено создание вертолета Ми-38. На Заводе
имени В. Я. Климова для этого вертолета полным ходом шла разработка
двигателя 4-го поколения ТВ7-117В. Завод имени В. Я. Климова в лице
Генерального конструктора А. А. Саркисова вышел с предложением
параллельно с ТВ7117В начать разработку абсолютно нового перспективного
двигателя 5-го поколения в этой же размерности ТВа-3000. А для того,
чтобы проект сразу не отвергли, был предпринят хитроумный маневр – в
эскизном проекте, подготовленном к 1993 году, двигатель ТВа-3000 был
представлен как разработка на базе узлов ТВ7-117. Заявленные данные были
на уровне лучших зарубежных образцов ГТД этого класса. Ведущие институты отрасли ЦИАМ и ГосНИИ ГА, закрыв глаза на эту явную нелепость, выдали свои положительные заключения на эскизный проект. Все в это непростое время понимали, что такой двигатель нужен стране, и он разрабатывается, что называется, на будущее. При этом проведение его сертификации была предложена ЦИАМ не только по отечественным авиационным правилам АП-33, но и по западным FAR и BCAR. Новый двигатель должен был иметь следующие конструктивные особенности: 2-х ступенчатый одновальный однокаскадный центробежный компрессор (спроектированный впервые в отечественной практике); противоточную кольцевую камеру сгорания с двухконтурными двухсопловыми центробежными топливными форсунками; двухступенчатую охлаждаемую турбину компрессора с двухопорным валом, не имеющим промежуточной опоры; двухступенчатую свободную турбину с возможностью вывода вала вперед и назад (ТВа-3000-01); электронно-гидромеханическую систему автоматического регулирования с полной ответственностью.
Проект был одобрен, в декабре 1993 года Департамент воздушного транспорта Минтранса России утверждил ТТЗ на создание ТВа-3000 («изделие 95»), которое представляло собой дополнение к ТТЗ на двигатель ТВ7-117В. Главная особенность концепции ТВа-3000, имевшего взлетную мощность 2500 л. с., заключалась в наличии трех мощных чрезвычайных режимов, что значительно увеличивало безопасность эксплуатации вертолета Ми-38.
Двигатель ТВа-3000 был спроектирован по модульной схеме и состоял из
шести модулей: маслобака, коробки двигательных агрегатов, корпуса
промежуточного вала с центральным приводом, турбокомпрессора, свободной
турбины, выхлопного устройства. Конструкция двигателя позволила сократить количество деталей по сравнению с ТВ7-117 более чем на 1000 единиц. Газогенератор и свободная турбина ТВа-3000 были разработаны как базовые узлы двигателей для вертолетов, самолетов и энергоустановок. ОКБ имени Н. И. Камова также заинтересовалось двигателем ТВа-3000 и рассматривало его в качестве маршевых двигателей для своего нового палубного вертолета Ка-40, который разрабатывали с 1991 года.
Уже на стадии эскизного проекта на Заводе имени В. Я. Климова были
проведены опережающие экспериментальные исследования по компрессору,
камере сгорания и турбине компрессора в составе газогенерирующей
установки, а также отдельно по первой ступени ЦБК. Выполнение полного
объема ОКР было запланировано на 1998 год. Серийное производство
намечалось наладить в ОМО имени П. И. Баранова.
Первый же экспериментальный полноразмерный двигатель был построен и поступил на стендовые испытания лишь в 2001 году – сказалось безденежье 1990-х годов. В начале 2000-х годов двигатель получил новое название – ВК-3500, в честь первого Генерального конструктора петербургского ОКБ Владимира Климова. Отсутствие финансирования и заинтересованности со стороны государственных заказчиков и вертолетчиков заставило полностью свернуть разработку ТВа-3000/ ВК-3500, вероятно, самого перспективного
российского ТВаД 1990-х – 2000-х годов.
ВК-800В
Еще одним перспективным двигателем 5-го поколения, который начал
проектироваться на Заводе имени В. Я. Климова под руководством
Генерального конструктора А. А. Саркисова в конце 1990-х годов, стал
малоразмерный ГТД ВК-800 («изделие 46») в классе мощности 8001000 л. с.
Модификация ВК-800В предназначена для эксплуатации в составе однои
двухдвигательных вертолетов взлетной массой 2.5-5 т типа Ми-54, «Ансат»,
Ка-226.
Конструкция ВК-800В включает: радиальный воздухозаборник с защитной сеткой; одноступенчатый высоконапорный центробежный компрессор; кольцевую противоточную камеру сгорания; осевую одноступенчатую турбину компрессора с воздушной завесой на входе в сопловой аппарат, охлаждаемыми вставками и диском рабочего колеса; осевую одноступенчатую свободную турбину с охлаждаемым диском рабочего колеса. Вывод мощности от свободной турбины производится на главный редуктор вперед через промежуточный понижающий редуктор; понижающий редуктор, выполненный одним целым с коробкой двигательных агрегатов; выхлопное устройство с осевым выходом.
В 2003 году на конкурсе аванпроектов отечественных двигателей для учебного вертолёта «Ансат-У» ВК-800В совместным решением ВВС – Росавиакосмоса был определён победителем. Росавиакосмос выделил финансирование на опытно-конструкторские работы, которое было прекращено в 2007 году. За время ОКР были проведены автономные испытания компрессора, камеры сгорания и газогенератора, в том числе в термобарокамере. Получены расчетные значения расхода воздуха и степени повышения давления воздуха компрессора, стабильный розжиг камеры сгорания до высоты 5000 м при температуре воздуха и топлива до –50°С. Отработано управление САУ на запуске, на установившихся и переменных режимах.
В ноябре 2007 года состоялась макетная комиссия и определен сертификационный базис. Сертификация ВК-800В была запланирована по нормам АП-33, гармонизированными с иностранными нормами летной годности FAR-33 и CS-E.
В декабре 2007 года изготовлен и в начале 2008 года испытан первый
опытный образец. Изготовление двигателя осуществлялось совместно с ОАО
«УМПО», которое было определено в качестве будущего серийного
производителя ВК-800В. С 2008 года дальнейшая доводка двигателя и узлов
ведется в ограниченных объёмах за счёт собственных средств АО «ОДК-Климов».
Во многом на приостановку ОКР повлиял тот факт, что ВК-800В оказался немного переразмеренным для вертолета «Ансат», которому требуется двигатели мощностью по 500-700 л. с. С начала разработки ВК-800В самое деятельное участие принимал будущий Генеральный конструктор АО «ОДК-Климов» А. В. Григорьев, для которого эта тематика является приоритетной.
С 2017 года АО «ОДК-Климов» участвует в создании самолетной модификации ВК-800С, предназначенной для ремоторизации регионального самолета L-410. ОКР по ВК-800С проводится по заказу Минпромторга России, головным исполнителем является АО «Уральский завод гражданской авиации», которому принадлежат права на самолет L-410.