 НК-4 — Советский авиационный турбовинтовой двигатель СССР (17.04.1956)
Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР
Страна: СССР
Конструктор: Кузнецов Н.Д.
Тип: Турбовинтовой.
Стадия: Серийный.
Взлетная мощность: 3,948 л. с..
Год постройки: 1956.
Производитель: ?
 НК-4 — Авиационный турбовинтовой двигатель. Считался экономичным и технологически продвинутым двигателем на 1957 год.
Предыстория
27 сентября 1955 года — Началась разработка НК-4 конструкции Н.Д. Кузнецова с четырехлопастными воздушными винтами АВ-68 диаметром 4,5 м, созданными под руководством К.И. Жданова. в конструкторском бюро Кузнецова.
Повествование
17 апреля 1956 года — Прошли заводские испытания.
В 1957 году — Прошли государственные испытания.
Модифицированная версия НК-4, улучшенная с точки зрения срока службы и эффективности, НК-4А:
В октябре 1957 года — прошли заводские испытания.
В июне 1959 года. — прошли государственные испытания.
Описание турбовинтового двигателя НК-4
На всех режимах работы двигатель НК-4 имел постоянные числа оборотов вращения турбины и воздушного винта.
Мощность силовой установки — регулировалась расходом топлива и поворотом лопастей винта. Режимам работы двигателя соответствовали определенные расходы топлива и углы установки лопастей воздушных винтов. При некоторых неисправностях в системе винт—регулятор—двигатель лопасти винта могли выйти на меньшие углы, чем положено для данного режима, и силовая установка могла создать нежелательную для полета отрицательную тягу. Эту особенность турбовинтовых двигателей учли конструкторы самолета Ил-18 - в случае остановки двигателя в полете на режимах работы выше 0,9 максимальной мощности винт автоматически переводился во флюгерное положение. Он имел также ручное электрическое и механическое управление. С помощью переключателей, установленных на центральном пульте, летчики могли ввести винт во флюгерное положение или перевести его на отрицательную тягу при пробеге самолета после посадки для его торможения.
Защиту двигателей от пожара — обеспечивала противопожарная система, срабатывавшая в две очереди. Половина огнетушителей с высокоэффективным огнегасящим составом разряжалась в гондолы двигателей автоматически от сигналов импульсных термодатчиков, другая половина огнетушителей использовалась по усмотрению экипажа. При вынужденной посадке с убранным шасси противопожарная система внутренних гондол срабатывала автоматически: при соприкосновении гондол с землей на гондолах внутренних двигателей снизу срабатывали рычаги включения огнетушителей.
Гондолы двигателей — установили на верхней поверхности крыла. Такое расположение, менее выгодное с аэродинамической точки зрения, существенно уменьшало опасность пожара, поскольку исключало возможность соприкосновения топлива с горячими частями двигателя при случайной течи баков, размещенных в крыле. Все горячие части силовой установки изолировали от конструкции самолета противопожарными перегородками, а выхлопные трубы отделялись от крыла воздушными каналами. Кроме того, гондолы двигателей и кожухи выхлопных труб в полете интенсивно продували холодным воздухом.
Топливную систему — самолета из 22 баков симметрично расположили в правой и левой половинах крыла. Она была проста, максимально надежна и полностью автоматизирована. В системе осуществлялось дублирование подкачивающих насосов и дренажа. Система кольцевания позволяла подавать топливо из любой группы баков к любому двигателю. В центроплане, там, где расположены двигатели и элементы конструкции имеют повышенный уровень вибрации, установили мягкие резиновые баки, а в консольных частях крыла оборудовали кессонные баки-отсеки для топлива, вошедшие в конструкцию крыла. Общая емкость топливной системы 23 700 л. При полетах на дальность до 3000 км предусматривалось заполнение только части баков, составлявших так называемую основную систему. При дальности полета до 5000 км заполняли все баки, но в первую очередь использовали топливо из баков, расположенных ближе к фюзеляжу - из основной системы
Техническая характеристика турбовинтового двигателя марки «НК-4»
| Наименование |
Общие данные |
| Общие характеристики |
| Длина: |
? |
| Диаметр: |
? |
| Сухой вес, кг (без винта) |
970 |
| Общая емкость топливной системы, л. |
23 700 |
| Компоненты |
| Компрессор |
? |
| Производительность |
|
Максимальная выходная мощность, кВт (л.с.) при взлете
|
2,944 (3,948) |
| Максимальная выходная мощность, кВт (л.с.) в крейсерском режиме |
1580 (2120) |
| Коэффициент общего давления |
7.9 |
| Температура на входе в турбину °C (°F) |
1250 К 980 (1790) |
|
Удельный расход топлива, кг/(кВт⋅ч) при взлете
|
0,333 |
| Удельный расход топлива, кг/(кВт⋅ч) в крейсерском режиме |
0,285 |
| Диаметр винта АВ-68, мм. |
4500 |
Материалы двигателя «НК-4»
| Наименование деталей |
Материал |
Марка |
| Вал |
Сталь |
40ХНМА |
| Диски 1 ,2 и 3 ступеней |
10Х18Н10Т |
| Трубки теплообменного аппарата |
| Рабочие лопатки 1 ,2 и 3 ступеней |
| Направляющие аппараты Компрессора |
Титановый сплав |
ВТ-8 |
Материалы
Орлов Г.В. «НК-4 — Советский авиационный турбовинтовой двигатель СССР (17.04.1956)» — (повествование 26.09.2022).
Источник
https://ussr-cccp.moy.su/index/dvigateli_sssr/0-13
https/en.wikipedia.org/wiki/Kuznetsov_NK-4
Источник: https://ussr-cccp.moy.su/index/dvigateli_sssr/0-13 | 
