Продукция

22
 2017

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели,

разработанные ПАО Тураевским МКБ "Союз"

3Д80.
СПВРД интегрального типа.

Впервые в мире реализована схема размещения внутри камеры сгорания ПВРД корпуса твердотопливного стартового двигателя, который покидает камеры сгорания ПВРД после выработки топлива РДТТ. Указанные двигатели не имеют зарубежных аналогов.
Установлен на крылатой ракете 3М80 ОКБМ «Радуга».

3Д81.
СПВРД интегрального типа.

Начало разработки – 1975 год.
Обеспечивает маршевый полет ракеты со скоростью М=2,25 на высоте H=5…10м над уровнем моря. Оригинальными конструктивными особенностями являются раскладывающиеся стабилизаторы пламени V-образного сечения с топливными коллекторами и размещение внутри камеры сгорания ПВРД стартового твердотопливного двигателя, корпус которого под действием скоростного напора выбрасывается из камеры сгорания ПВРД после выработки стартового топлива.
Техническая характеристика:
Удельный импульс (маршевый режим), кгс,с/кг…1200
Серийное производство с 1983 года.
Установлен на крылатой ракете «корабль-корабль» 3М80 ОКБ «Радуга».


3Д83.
СПВРД интегрального типа.

Двигатель представляет собой модификацию базового двигателя 3Д81.
Конструктивные особенности: разработано и внедрено в конструкцию регулируемое двухпозиционное сопло, для привода которого используется энергия основного потока газа.
Двигатель 3Д81 и 3Д83 не имеют зарубежных аналогов.


31ДПК.
Двигательная установка, состоящая из РДТТ и СПВРД.

Начало разработки – 1977 год.
В состав ДУ входит стартовый РДТТ 31ДП и маршевый СПВРД 31ДП. Стартовый двигатель располагается внутри камеры сгорания СПВРД. После отработки стартового топлива корпус РДТТ покидает камеру сгорания СПВРД под действием скоростного напора набегающего потока воздуха. Маршевый двигатель 31ДП оснащен оригинальной автоматической системой многоразового розжига с оптическим сигнализатором горения. Эластичный разделитель топливного бака обеспечивает минимальный невырабатываемый остаток топлива и надежную подачу его в камеру сгорания при действии знакопеременных перегрузок. Фронтовое устройство выполнено в виде единого блока со стабилизаторами V-образного профиля, топливными коллекторами земного и высотного режимов и общим коллектором карбюрированного топлива.
Двигатель 31ДП не имеет зарубежных аналогов.
Серийное производство с 1986 года.
Обеспечивает разгон ракеты и маршевый полет в диапазоне скоростей М=1,8…3,5 и высот Н=0…16,5км. При скорости полета М=2,5 и высоте Н=10 км двигатель 31ДП имеет максимальные значения коэффициента тяги 0,8 и удельного импульса 1300 кгс,с/кг.
Устанавливается на крылатой ракете «воздух-земля» Х-31.