Турбореактивный авиационный двигатель Д-36. — Российская авиация
Турбореактивный авиационный двигатель Д-36.
Разработчик: ЗМКБ «Прогресс»
Страна: СССР
Серийное производство: 1977 г.
Разработка турбореактивного двигателя с большой степенью двухконтурности Д-36 началась в ЗМКБ «Прогресс» под руководством Лотарёва в конце 60-х годов для перспективного военно-транспортного самолёта Ан-60. Для облегчения замены отдельных агрегатов непосредственно в эксплуатации двигатель выполнен по модульному принципу. В конструкции изпользовано всего 6 подшипников (межвальные подшипники исключены). Серийное производство организовано в 1977 году на Запорожском заводе «Моторостроитель». Устанавливается на самолётах Ан-72, Ан-74, Як-42, экранопланах «Вихрь-2», «Комета-2».
Двигатель Д-36 выполнен по трёхвальной схеме и имеет модульную конструкцию. В конструкции широко использован титан. Двигатель состоит из одноступенчатого трансзвукового вентилятора с титановыми лопатками ротора, 6-ступенчатого компрессора низкого давления с нерегулируемым входным направляющим аппаратом, компрессора высокого давления, кольцевой камеры сгорания с 24 форсунками, одноступенчатой турбины высокого давления, одноступенчатой неохлаждаемой турбины низкого давления, трёхступенчатой турбины вентилятора. Модули двигателя: колесо вентилятора, спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробка приводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опоры турбины, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, промежуточный корпус в сборе с компрессором высокого давления. Двигатель оборудован системой реверса.
Серийное производство продолжается. Капитальный ремонт осуществляется на 695-м АРЗ (г. Арамиль).
Модификации:
Д-36 — базовый.
Д-36 серии 3А — с двумя дополнительных режимами: чрезвычайным (ЧР) и чрезвычайным промежуточным (ЧПР). Устанавливается на Ан-74-200.
Д-36-148 — двигатель для Ан-148.
ТТХ:
Длина, мм: 3470
Ширина, мм: 1541
Высота, мм: 1711
Масса сухая, кг: 1106
Степень двухконтурности: 5,6
Расход воздуха через компрессор, кг/с: 253
Степень повышения давления в компрессоре: 20,2
Температура газа перед турбиной, °C: 1237
Взлётная тяга, кгс: 6500
Удельный расход топлива, кг/кгс-ч
-на взлётном режиме: 0,358
-на крейсерском режиме: 0,649.
Двигатель Д-36. Музей истории гражданской авиации в г. Ульяновск.
Двигатель Д-36. Музей истории гражданской авиации в г. Ульяновск.
Двигатель Д-36. Музей 218-го АРЗ в г.Гатчина, Ленинградской области.
Двигатель Д-36 в качестве учебного пособия в МГТУ ГА.
Двигатель Д-36 в качестве учебного пособия в МГТУ ГА.
Двигатель Д-36 в качестве учебного пособия в МГТУ ГА.
Двигатель Д-436-148.
Двигатель Д-36. Рисунок 1.
Двигатель Д-36. Рисунок 2.
Основные модули двигателя Д-36.
Схема подвески двигателя Д-36 за верхние узлы крепления.
.
.
Список источников:
Иллюстрированный каталог Авиации мира (http://www.brazd.ru).
Ю.В.Киселев, С.Н.Тиц. Конструкция и техническая эксплуатация двигателя Д-36.
Фотоархив сайта russianplanes.net
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
1.2. Основные технические данные двигателя Д-36
Тяга двигателя на взлетном режиме
(М=0; Н=0; САУ), кН………………………………….…..………..65,0
Удельный расход топлива, кг/(Н·ч) …………………………………………. | 0,0375 |
Тяга двигателя на номинальном режиме |
|
(М=0; Н=O; CAУ), кН……………………………………………………………… | 50,0 |
Тяга двигателя на крейсерском режиме полета |
|
(Н=8 км; М=0,75; САУ),кН………………………………………………………. | Не более 16,0 |
Удельный расход топлива, кг/(Н·ч)………………………….…….0,065
Тяга двигателя на режиме малого газа
(Н=0; М=0; САУ), кН…………………………….……………………Не более 4,0
Суммарная степень повышения давления, π *kΣ …………………..20
Время приемистости при перемещение РУД за 1-2с от режима полетного малого газа (0,4 номинального) до получения 95%
взлетной тяги, с………………………………………………………………… 5+−10,,05
Время суммарной наработки за ресурс на режимах, %:
взлетном………………………………………….……….…………….Не более 3,5 номинальном…………………………………………………………………………Нe более 25 крейсерских ……………………………………………………………………………… Неограниченно
Время непрерывной работы двигателя на режимах, мин:
взлетном…………………………..…………………………Не более 5,0
номинальном и крейсерских………..………………………Без ограничения пределах ресурса
земного малого газа…………………………………………..……30
Высотность двигателя, м……………………………..……………10000
Высотность запуска, м:
на земле…………………………………………………….………3000
в полете…………………………………………………….……….8000
Топливо (рабочее и пусковое) | ………………………………………………..T-I. TC-I |
| и их смеси в любых пропорциях |
Масло:
основное……………………………………………………..ИМП-10 резервное……………………………………………….…ВНИИ НП-50-1-4Ф
Расход масла, л/ч……………………………………….……Не более 0,8 Сухая масса двигателя, кг……………………………………1100
Габаритные размеры, мм:
длина без учета носового кока………………………………3224,5
с учетом носового кока | ……………………………………3469,5 |
высота…………………………………………………………………………. | 1711,5 |
ширина……………………………………………………………………….. | 1541.0 |
1.3. Характеристики двигателя Д-36
Изменение параметров двигателя в зависимости от режима работы двигателя, высоты и скорости полета, от атмосферных условий обуславливаются принятым законом подачи топлива и особенностями характеристик двигателя.
Закон подачи топлива подбирается из условия соответствия параметров двигателя летнотехническим требованиям к самолету. На двигателе Д-36 автоматическая топливорегулирующая аппаратура: всережимный регулятор суммарной степени давления в компрессоре двигателя π*kΣ с высотной коррекцией, ограничитель температуры газов за турбиной низкого давления t*ТНД и ограничитель частоты вращения ротора вентилятора nВ.
Регулятор суммарной степени повышения давления обеспечивает поддержание π*kΣ постоянным при любых изменениях условий полета на каждом режиме работы двигателя. При этом каждому режиму работы двигателя, задаваемому положением рычага управления двигателем (РУД) — αВ, соответствует определенное значение суммарной степени повышения давления (рис. 1.4).
Рис.1.4. Зависимость суммарной степени повышения давления от режима работы двигателя
Ограничитель температуры газов за турбиной низкого давления не допускает увеличение температуры t*ТНД выше заданного значения при любых изменениях условий полета на каждом режиме работы двигателя. Каждому положению РУД соответствует определенное ограничение по температуре (рис.1.5).
Рис.1.5. Зависимость предельной температуры от режима работы двигателя
Ограничитель частоты вращения ротора вентилятора не допускает увеличение оборотов ротора вентилятора выше заданного значения при любых изменениях условий полета.
Характеристиками двигателя называются зависимости его основных параметров (в первую очередь тяги и удельного расхода топлива) от скорости и высоты полета, а также режима работы двигателя. Эксплуатационные характеристики подразделяются на дроссельные, высотноскоростные и специальные.
Дроссельными характеристиками называются зависимости параметров двигателя от режима работы двигателя при неизменных значениях скорости (или числа Маха М) и высоты полета.
Изменение режима работы двигателя Д-36 осуществляется изменением количества подаваемого в камеру сгорания топлива и сопровождается изменением частот вращения роторов, поэтому дроссельные характеристики традиционно изображаются в виде зависимостей параметров двигателя от частоты вращения ротора ВД. Такие характеристики как зависимости
относительных величин тяги |
| = | R | , температуры газов перед турбиной |
| Г = | TГ |
| , расхода | |||||||||||||||||||
R | T | |||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| R0 |
|
|
|
|
|
|
|
| T |
| ||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| πK ∑ |
| ||||||
|
|
|
|
|
| GT | , суммарной степени повышения давления |
|
| = | и температуры | |||||||||||||||||
топлива |
|
|
|
| = | π |
| |||||||||||||||||||||
G | T | K ∑ | ||||||||||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
| GT 0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| πK ∑0 |
|
| |||||||||||
газов за турбиной низкого давления |
| ТНД = | tТНД |
| ||||||||||||||||||||||||
t | от частоты вращения ротора высокого | |||||||||||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
| nВД |
|
|
|
|
|
|
| tТНД0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| ||
давления |
| ВД = |
|
|
| |||||||||||||||||||||||
n | , снятые на стенде для двигателя Д-36, приведены на рис.1.6. |
|
| |||||||||||||||||||||||||
n |
|
| ||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| |||
|
|
|
|
|
|
|
| ВД0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| |
Рис.1.6. Дроссельные характеристики двигателя в условиях Н=0, М=0, tН=+15°С
(параметры nВД0 , R0 ,TГ0 ,GT 0 ,πK ∑ ,tТНД0 соответствуют работе двигателя на номинальном режиме)
С увеличением расхода топлива увеличивается количество энергии, подведенной к рабочему телу, что приводит к увеличению температуры и давления газа перед турбиной и по
всему газовоздушному тракту, а следовательно и к |
| увеличению | частоты вращения ротора | |||||||||||||||||||||||||
высокого давления и значений всех выше перечисленных параметров. |
|
|
|
|
|
|
|
| ||||||||||||||||||||
| При уменьшении | расхода топлива снижаются частоты вращения роторов, степень повы- | ||||||||||||||||||||||||||
шения | давления | вентилятора | π |
|
| и | суммарная | степень | повышения давления | π |
| , | ||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| KВ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| K ∑ |
| |||
температура | газа | перед | турбиной | T | , | секундный | расход | воздуха | через | двигатель | G | В | , | |||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| Г |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| η |
|
| η |
| |
изменяются | коэффициенты |
| полезного | действия | компрессоров | и | турбин |
| , | . | ||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
| и T |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| К |
| Т |
| |||||
Одновременное снижение π |
|
| приводит к падению удельной тяги внутреннего контура | |||||||||||||||||||||||||
| снижение π |
|
| K ∑ |
|
| Г |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| |||||
RудI а | к уменьшению удельной тяги наружного контура RудII . В результате | |||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
| KВ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
удельная тяга всего двигателя Rудтакже будет уменьшаться: |
|
|
|
|
|
|
|
|
| |||||||||||||||||||
|
|
|
| R | уд | = |
| R |
| = |
| RI +RII |
| = | RудI +mRудII | , |
|
|
|
|
| |||||||
|
|
|
| G |
|
|
| G |
|
|
|
|
|
|
|
| ||||||||||||
|
|
|
|
|
| BΣ | BI | +G | BII |
|
|
| 1+m |
|
|
|
|
|
|
| ||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| ||||||
где RI и RII — соответственно тяга первого и второго контура,
GBΣ, GBI , GBII — расходы воздуха через двигатель, первый и второй контуры, m —
степень двухконтурности двигателя.
Суммарная тяга двигателя R=GBΣRуд при уменьшении nВД будет снижаться еще быстрее, чем Rуд из-за интенсивного уменьшения GBΣ , который в пределах рабочих режимов изменяется пропорционально nВД .
На изменение удельного расхода топлива | С | уд | = | GТ | решающее влияние оказывают | |
R | ||||||
|
|
|
|
изменения πK ∑ , TГ , ηК . Дросселирование двигателя от взлетного режима до крейсерского
сопровождается резким уменьшением TГ , которая приближается к экономической Т*rэк, а также некоторым увеличением ηК . Поэтому, несмотря на уменьшение πK ∑ удельный расход топлива несколько снижается. Дальнейшее дросселирование двигателя из-за значительного снижения πK ∑ , а также сниженияηК приводят к ухудшению использования тепла в цикле,
увеличению удельного расхода топлива.
С точки зрения изменения параметров двигателя важное значение имеет, так называемое, скольжение роторов. С уменьшением количества подаваемого топлива в двигатель снижаются температура газа перед турбиной и мощность всех трех турбин. Это приводит к нарушению баланса мощностей турбокомпрессоров и как следствие — к падению частот вращения роторов
высокого давления — nВД , низкого давления — nНД и nВ вентилятора. При этом падение
частоты вращения ротора вентилятора оказывается наибольшим, у турбокомпрессора НД несколько меньшим, и еще меньший у турбокомпрессора ВД. Следовательно, на новом
равновесном режимеn В <n КНД <n КВД . При увеличении тяги (за счет увеличения подачи
топлива) закономерность изменения частот вращения роторов изменяется на обратную. Теперь относительно быстрее растет частота вращения ротора вентилятора, в меньшей мере — ротора НД и еще в меньшей — ротора ВД (рис.1.7.).
Рис.1.7. Динамика скольжения роторов: nКВД =nКВД /nКВД0;
nКНД =nКНД / nКНД0;
nВ =nВ /nВ0
Высотно-скоростными характеристиками двигателя называются зависимости его
параметров oт высоты полета (при M=const или V=const), а также от скорости полета (при H = const).
С увеличением высоты полета уменьшаются давление и температура окружающей среды. Падение давления PH при M=const приводит к уменьшению давления на входе в двигатель и
секундного расхода воздуха через двигатель. С уменьшением температуры окружающей среды до Н = 11 км (при n=const ) увеличиваются степень повышения давления в компрессоре и удельная тяга. Однако резкое уменьшение секундного расхода воздуха через двигатель не компенсируется незначительным увеличением удельной тяги, поэтому с поднятием на высоту тяга двигателя уменьшается.
Удельная тяга Rуд до Н=11км растет, а удельный расход топлива уменьшается. Объясняется это улучшение эффективности термодинамического цикла за счет повышения πK ∑ . На высотах
больше 11 км ТН=const,поэтому Rуд и Cуд также остаются постоянными.
С увеличением скорости полета (приH = const) непрерывно растет секундный расход воздуха, но уменьшаются Rуд1=Сс1-V и RудII =Сс2–V , поэтому с увеличением числа М полета тяга отдельных контуров и полная тяга непрерывно снижаются (рис.1.8).
Рис.1.8. Скоростные характеристики двигателя (Н=8 км, САУ):
1- режим номинальный; 2- максимальный крейсерский; 3- 0,7 номинального; 4- 0,6 номинального;5- 0,4 номинального.
Изменение тяги ТРДД по скорости полета очень сильно зависит от степени двухконтурности. При т = 5 и более тяга ТРДД в момент отрыва самолета от земли ( М=0,25…0,3) по сравнению с ее взлетным значением составляет 70…80% (при М=0).
В законе регулирования, реализованном на двигателе Д-36, в качестве регулируемых параметров приняты:
-в зоне tН < +18°С – суммарная степень повышения давления πK ∑ :
-в зоне tН ≥+18°С — температура газов перед турбиной каскада ВД – TГ :
При tН ≥ + I8°C закон регулирования имеет следующий вид: TГ =ƒ(αВ) или при αВ=const,
Т*Г≈const.
При этом частота вращения ротора высокого давления и температура газов перед турбиной, примерно, постоянны (рис.1.9).
Рис.1.9. Характеристика взлетного режима при изменении температуры окружающей среды tH в условиях Н=0, МП =0:
а- зависимость GГ, R, πK ∑ , nBD от tH ; б- зависимость ТТНД , ТГ , nB ,nНД от tH .
Тяга двигателя с увеличением температуры окружающего воздуха уменьшается вследствие уменьшения расхода воздуха и удельной тяги из-за снижения степени повышения давления воздуха в компрессоре, то есть Т*Г≈const; nВД≈const; GT~var; R~var.
При tН < +18°С осуществляется переход к регулированию по закону
πK ∑ =ƒ(αВ), т.е. при αВ =const; πK ∑ =const.
В данном случае частота вращения ротора высокого давления и температура газов перед турбиной уменьшаются с уменьшением температуры наружного воздуха. Расход воздуха через двигатель увеличивается, а удельная тяга уменьшается, в результате тяга остается постоянной.
Регулятор πK ∑ с высотно-скоростным корректором дозирует топливо при работе
двигателя в зоне низких температур окружающей среды и малых высотах. В зоне больших высот и высоких температур дозатором топлива автоматически становится электронная система управления.
studfiles.net
Описание конструкцииАвиационный турбореактивный двигатель Д-36 предназначен для установки на самолеты Як-42, Ан-72, Ан-74 и экранопланы «Комета-2» и «Вихрь-2». Двигатель прошел стендовые испытания в 1971 г. С 1981 г. эксплуатируется в ГА. Конструкция Д-36 выполнена по трехвальной схеме с широким использованием титана и применением принципа модульности, что позволяет производить замену отдельных модулей двигателя непосредственно в эксплуатации. Модули двигателя: колесо вентилятора, спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробка приводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опоры турбины, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, промежуточный корпус в сборе с компрессором высокого давления. В конструкции используются всего шесть подшипников. Межвальные подшипники исключены. Д-36 включает в себя одноступенчатый трансзвуковой вентилятор с 29 титановыми лопатками ротора, шестиступенчатый компрессор низкого давления с нерегулируемым ВНА (титановые диски и лопатки ротора и стальные лопатки статора), семиступенчатый компрессор высокого давления с регулируемым ВНА (диски и лопатки последних двух ступеней стальные), кольцевую камеру сгорания с 24 форсунками, одноступенчатую турбину высокого давления (конвекционно-пленочная система охлаждения), одноступенчатую неохлаждаемую турбину низкого давления, трехступенчатую турбину вентилятора (охлаждаемые воздухом диски) и выходного устройства (кожух заднего подшипника и сопло). Для повышения надежности Д-36 в его узлах реализованы такие прогрессивные технические решения, как вентиляторные лопатки с высоким КПД и повышенной прочностью, способные в полете выдерживать удар птиц, непробиваемый корпус вентилятора, упроченный композиционными материалами, упруго-масляные демпферы подшипниковых опор, электронно-лучевая сварка роторов и другие. Двигатель имеет узлы универсальной подвески, которая позволяет устанавливать его на пилоне сверху или снизу крыла, в фюзеляже, на левом и правом боковых пилонах фюзеляжа. В выходной части наружного контура на двигатель может быть установлено устройство реверса тяги. СостояниеВ серийном производстве. Выпускается ОАО «Мотор Сич». Украина.
Фотографии и схемы | ||
www.airbase.ru
Д-36 — Авиационный Портал
Тяга на взлетном режиме:6500 кг.с.Удельный расход топлива на взлетном режиме:0,358 кг/л.с.ч.
Расход воздуха:253 кг/с
Степень двухконтурности:5,6
Степень повышения давления:20,2
Температура газов максимальная:1510°K
Удельный расход топлива на крейсерском режиме:0,649 кг/кгс.ч
Масса двигателя:1106 кг
Габариты:
– длина:3470 мм
– ширина:1541 мм
– высота:1711 мм
Применяется на военно-транспортных и многоцелевых самолетах Ан-72, Ан-74, на пассажирских Ан-74ТК-300, Як-42, на экранопланах «Комета-2» и «Вихрь-2»
Серийное производство начато в 1977 году.
Конструкторское бюро-разработчик: ГП «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» имени академика А.Г. Ивченко».
Завод-изготовитель: ОАО «Мотор Сич» (г. Запорожье).
История создания и использования
В 1971 г. для пассажирского самолёта Як-42 спроектирован первый в СССР ТРДД с большой степенью двухконтурности Д-36, его максимальная тяга 6500 кгс. Разработка турбореактивного двигателя началась в ЗМКБ «Прогресс» под руководством Лотарёва в конце 60-х годов для перспективного военно-транспортного самолёта Ан-60.
Конструкция Д-36 впервые в СССР выполнена по трехвальной схеме с широким использованием титана и применением принципа модульности, что позволяет производить замену отдельных модулей двигателя непосредственно в эксплуатации. Модули двигателя: колесо вентилятора, спрямляющий аппарат вентилятора, вал вентилятора, компрессор низкого давления, коробка приводов, задняя опора, турбина вентилятора, ротор турбины низкого давления, корпус опоры турбины, ротор турбины высокого давления, камера сгорания, промежуточный корпус в сборе с компрессором высокого давления. В конструкции используются всего шесть подшипников. Межвальные подшипники исключены. Д-36 включает в себя одноступенчатый трансзвуковой вентилятор с 29 титановыми лопатками ротора, шестиступенчатый компрессор низкого давления с нерегулируемым ВНА (титановые диски и лопатки ротора и стальные лопатки статора), семиступенчатый компрессор высокого давления с регулируемым ВНА (диски и лопатки последних двух ступеней стальные), кольцевую камеру сгорания с 24 форсунками, одноступенчатую турбину высокого давления (конвекционно-пленочная система охлаждения), одноступенчатую неохлаждаемую турбину низкого давления, трехступенчатую турбину вентилятора (охлаждаемые воздухом диски) и выходного устройства (кожух заднего подшипника и сопло). Для повышения надежности Д-36 в его узлах реализованы такие прогрессивные технические решения, как вентиляторные лопатки с высоким КПД и повышенной прочностью, способные в полете выдерживать удар птиц, непробиваемый корпус вентилятора, упроченный композиционными материалами, упруго-масляные демпферы подшипниковых опор, электронно-лучевая сварка роторов и другие.
Двигатель имеет узлы универсальной подвески, которая позволяет устанавливать его на пилоне сверху или снизу крыла, в фюзеляже, на левом и правом боковых пилонах фюзеляжа. В выходной части наружного контура на двигатель может быть установлено устройство реверса тяги.
Модификации этого двигателя успешно эксплуатируются на военно-транспортных и многоцелевых самолетах Ан-72, Ан-74, а также на пассажирском Ан-74ТК-300. Серийно изготовлено около 1700 двигателей и в настоящий момент в эксплуатации находятся свыше 700 двигателей.
avia.biz.ua
К-36Д-5, катапультное кресло
www.arms-expo.ru
|
Диапазон рабочих частот |
S |
|
Пределы работы станции: |
|
|
по дальности, в зависимости от режима: |
|
|
Минимальная, км |
3.5; 7; 14 |
|
Максимальная, км |
90, 180, 360 |
|
по азимуту, град |
360 |
|
по углу места, град |
0 – 30 |
|
по высоте, км |
20 |
|
Период обзора, сек: |
|
|
при угле места до 6º |
5, 10, 20 |
|
при угле места до 30º |
10, 20 |
|
Дальность обнаружения воздушного объекта типа «тактический истребитель», км: |
|
|
При высоте полёта 100 м |
42 |
|
При высоте полёта 1000 м |
110 |
|
При высоте полёта 10 … 20 км |
300 – 350 |
|
Точность определения координат ВО: |
|
|
По азимуту, мин |
15 |
|
По дальности, м |
100 |
|
По высоте (при дальности £ 90 км), м |
£ 400 |
|
Подавление отражений от местных предметов, дБ |
³ 48 –50 |
|
Количество одновременно сопровождаемых трасс |
150 – 200 |
|
Аппаратура опознавания |
Встроенная |
|
Количество транспортных единиц |
2 (полуприцеп с аппаратурой и электростанция) |
|
Время свёртывания (развёртывания), час |
< 0,5 |
|
РЛС транспортируется автомобильным, железнодорожным, водным и авиационным транспортом |
|
ru.uos.ua
Запорожский радар в руках Пентагона. Причина интереса США к РЛС 36Д6М1-2
С максимальной долей уверенности можно констатировать, что просочившаяся на просторы российского интернета утром 3 января информация о прибытии на авиабазу ВВС Национальной гвардии США «Roland R. Wright» (восточная сторона международной воздушной гавани города Солт-Лейк-Сити) украинского военно-транспортного самолёта Ил-76МД с запорожским радаром 36Д6М1-2 достойна не только сохранения в хронологических цепочках новостных лент ведущих аналитически агентств, но и достаточно тщательно анализа российскими экспертными кругами, в т.ч. приближёнными Генштабу ВС РФ и оборонному ведомству. В первую очередь оперативное освещение данного события известными российскими и зарубежными СМИ стала возможным лишь благодаря бдительности американских «споттеров» — любителей авиации, отслеживающих региональный и глобальный воздушный трафик и перемещения отдельных летательных аппаратов с использованием ресурсов онлайн-мониторинга «Flightradar24», «PlaneRadar», а также SDR-приёмников, биноклей и фотоаппаратов-ультразумов.РЛС 36Д6М на универсальной вышке 40В6М для расширения радиогоризонта обнаружения низковысотных целей
И даже несмотря на тот факт, что после размещения споттером Энтони Карпенетти на своей «Твиттер»-страничке «@AviationPhotoAC» фотографии Ил-76МД c выгруженной на рулёжную дорожку РЛС 36Д6М1-2 пресс-секретарю Национальной гвардии Юты и майору ВВС США Кевину Ларсену всё же пришлось («для галочки») отчитаться перед общественностью о существовании некого контракта между украинской стороной и командованием авиабазы Hill на поставку последней «мобильного актива радиолокационного назначения», весь маршрут украинского транспортника в воздушном пространстве Канады и США был тщательно законспирирован североамериканскими средствами управления воздушным движением (УВД), о чём говорит предоставление машине регистрации UR-IVK, выдающей Ил-76МД за «Boeing 737» украинской авиакомпании «ДнепрАвиа», самолёты которой выполняют рейсы лишь в пределах евразийского континента. Такой шаг мог быть предпринят Пентагоном лишь с целью сокрытия от Москвы точной даты передачи ВВС Национальной гвардии США насыщенного критическими технологиями изделия. Казалось бы, какие критические и уникальные технологии могут скрываться в радиолокационном комплексе боевого режима, ранняя модификация которого (СТ-68У) прошла государственные испытания ещё в начале 80-х гг. и представлена антенной решёткой в виде сектора параболического цилиндра?
А ведь скрываются, и далеко не в единичном экземпляре. Радар 36Д6М1-2 — изделие, оценка технологического совершенства которого по одному лишь типу антенной решётки была бы крайне ошибочной затеей. Дело в том, что ещё в ходе проектирования раннего варианта станции СТ-68У (19Ж6) основной упор специалистами КБ «Искра» (г. Запорожье) был сделан на придание радару высочайших показателей помехозащищённости и разрешающей способности, ведь уже в скором будущем ему предстояло встать на боевое дежурство в составе зенитно-ракетных дивизионов и зенитно-ракетных полков С-300ПТ/ПС, прикрывающих наиболее ракетоопасные западное и северо-западное воздушные направления.
Логично, что на фоне появления в боекомплектах стратегических бомбардировщиков-ракетоносцев B-52H стратегических крылатых ракет AGM-86B ALCM, любая ошибка в предоставляемой РЛС СТ-68У радиолокационной информации, вызванная применением со стороны авиации противника мощных средств РЭБ, могла привести к прорыву в воздушное пространство СССР неисчислимого количества вышеуказанных крылатых ракет противника. Для удовлетворения требований РТВ ПВО СССР (в свете новых угроз) «искровцы», во-первых, оснастили будущую 36Д6М1-2 уникальной (вертикально ориентированной) линейкой излучателей, изменение частоты работы которых обеспечивает пространственное увеличение или уменьшение угла возвышения луча благодаря высокому коэффициенту углочастотной чувствительности параболической антенной решётки; во-вторых, реализовали в изделии S-диапазонную радиолокационную архитектуру.
Модуль с линейкой излучателей, находящийся в фокусе параболического (секторно-цилиндрического) зеркала, обеспечивает солидный разнос частот в четырёх режимах обзора воздушного пространства, а значит, и частотную избирательность 36Д6М1-2 в угломестной плоскости, что позволяет сохранять достаточно неплохую эффективность работы станции даже при использовании воздушными средствами радиоэлектронной борьбы противника широкополосных активных шумовых помех и скользящих по частоте помех. 36Д6М-1 может похвастаться 4 частотами работы и 8 сканирующими лучами. Первый «пакет» из четырёх 1,5-градусных лучей обрабатывает нижний сектор угломестной диаграммы направленности (от -0,5º до 6º), второй «пакет» из 4-х шестиградусных лучей охватывает верхний сектор обзора — от 6º до 30º. Естественно, подавить работу 36Д6М1-2 гораздо проще, нежели, к примеру, МРЛС 50Н6А комплекса «Витязь», которая способна «обнулять» узкий сектор диаграммы направленности в сторону постановщика помех.
Тем не менее, для подавления первой также понадобится применение современных контейнерных комплексов РЭБ на базе АФАР AN/ALQ-249 «Next Generation Jammer», способных противодействовать сразу нескольким рабочим частотам 36Д6 по ходу полёта через многочастотную диаграмму направленности 36Д6. И здесь возникает ещё один вопрос: для чего Пентагону внезапно потребовался данный радиолокационный комплекс, когда Воздушно-космические силы России отправили аналогичные станции СТ-86У на хранение, заменив их передовыми радарами «Гамма-С1», всевысотными обнаружителями сантиметрового диапазона 96Л6, а также низковысотными обнаружителями «Подлёт-К1»? Ответ на вопрос лежит в точностных качествах запорожского радиолокационного комплекса.
[/i]В частности, S-диапазон работы обновлённой РЛС 36Д6М1-2 обеспечивает разрешающую способность по азимуту в 15—20 угловых минут, а по дальности в 250—300 м, что значительно точнее, нежели у радиолокационного обнаружителя «Обзор-3» зенитно-ракетной системы С-300В4; и это при том, что последняя работает в сантиметровом диапазоне волн. С подобными данными можно ознакомиться на небезызвестном ресурсе «RusArmy.com», а также в таблице «allocer_tab», которая пропала с просторов Рунета примерно 3 года назад. Очевидно, что программно-аппаратные решения, реализованные в модернизированной запорожской РЛС, действительно являются уникальными, что не могло не привлечь внимания со стороны Пентагона.
Источники информации:
http://militaryrussia.ru/blog/topic-872.html
http://www.rusarmy.com/pvo/pvo_vsk/rls_9s15mtz.html
http://www.rtv-pvo-gsvg.narod.ru/doc/ST_68_u.pdf
http://eir.zntu.edu.ua/bitstream/123456789/2216/4/Piza_Designing_of_radar.pdf
https://helpiks.org/6-41858.html
http://militaryrussia.ru/blog/topic-872.html
http://pvo.guns.ru/rtv/19j6.htm
topwar.ru