R11-300

R11-300  je první sovětský dvouhřídelový proudový motor s přídavným spalováním ( TRDF ). Vyvinuto ve State Union Experimental Plant č. 300 (p / box 2480, nyní OJSC "AMNTK" Sojuz ") pod vedením Sergeje Konstantinoviče Tumanského . Výrobci: MMP pojmenované po V. V. Chernyshev (Moskva) a Ufa MPO (Ufa).

Historie

Konstrukce a tvorba prvních vzorků motorů probíhala v OKB -300 od května 1953 do ledna 1955 pod vedením A. A. Mikulina (později byl nahrazen S. K. Tumanským). Zpočátku se motor jmenoval AM-11 , ale po odvolání Mikulina z jeho funkce byl motor pojmenován R11-300 (kde číslo 300 je OKB-300).

Další práce na četných úpravách motoru a vytváření nových modelů této rodiny probíhaly v konstrukční kanceláři se sídlem v Tushino Motor Plant , kde byla organizována hromadná výroba (tato konstrukční kancelář měla statut pobočky závodu č. 300). Tento tým vedl Nikolai Georgievich Metskhvarishvili.

V lednu 1956 byl k továrnímu testování převeden první letoun E-2A/1 s novým motorem a poté E-5 - prototyp slavného MiGu-21 .

Motor a jeho modifikace byly instalovány na letounech Su-15 , MiG-21, Jak-25 , Jak-28 ; kopie R-11-300 byla vyrobena v Číně (instalovaná na stíhačce J-7 ). Celkem bylo vyrobeno více než 20 tisíc motorů R-11-300 všech modifikací.

Generální oprava motoru v letech 1962-1975 byla provedena v opravárenských závodech č. 12 (Chabarovsk), č. 218 (Gatchina), č. 562 (Odessa) a č. 570 (Yeisk). Vyčerpané letové motory byly použity na hasičském motoru AGVT-150(375) .

Hlavní technické údaje motoru na příkladu R11F-300 [1]

• Typ motoru: proudový, dvouhřídelový, přídavné spalování
  • kompresor: axiální, šestistupňový, dvourotorový
  • turbína: axiální, dvoustupňová, dvourotorová
  • spalovací komory: 10 samostatných komor s přímým prouděním ve společné skříni
  • proudová tryska: nastavitelný ve všech režimech, průměr klapek trysek se pohybuje v rozmezí 526÷680 mm
• Rozměry motoru:
  • celková délka: 4600 mm
  • největší průměr (na bandáži FK): 906 mm
  • maximální výška včetně vyčnívajících jednotek: 1085 mm
• Hmotnost motoru při dodání z továrny (s náplní konzervačního oleje): 1146±2% kg
• Záruční životnost motoru před první opravou: 100 hodin, z toho ne více než 30 hodin v režimech přídavného spalování

Parametry motoru na zkušebním stavu :

• Tah:
  • při maximálním režimu přídavného spalování (otáčky rotoru ND 11159 ± 50 ot./min, 100 %): 5750-100 kgf
  • při minimálním režimu přídavného spalování (otáčky rotoru ND 11159 ± 50 ot./min, 100 %): 4900 + 200 kgf
  • maximum bez přídavného spalování (otáčky rotoru ND 11159 ± 50 ot./min, 100 %): 3900-100 kgf
  • klidový režim (otáčky rotoru ND 3740±150 ot./min., 33,5±1,5%): ≤170 kgf
• Průtok vzduchu kompresorem:
  • v režimu plného přídavného spalování: 63,7 kg/s
  • v režimu minimálního přídavného spalování: 63,7 kg/s
  • v maximálním režimu bez dodatečného spalování: 63,7 kg/s
  • v nominálním režimu: 59,0 kg/s
• Poměr zvýšení tlaku:
  • v režimu plného přídavného spalování: 8,75
  • v režimu minimálního přídavného spalování: 8.9
  • v maximálním režimu bez dodatečného spalování: 8,85
• Specifická spotřeba paliva:
  • v režimu plného přídavného spalování: ≤2,30 kg/t h
  • v režimu minimálního přídavného spalování: ≤1,70 kg/t h
  • v maximálním režimu bez přídavného spalování: 0,94±0,03 kg/t h
  • v režimu volnoběhu plynu: není standardizováno
• Teplota plynu za turbínou, ne více než: 700 °С
• Čas vyzvednutí motoru:
  • z klidového režimu do režimu maximálního přídavného spalování: 12÷15 sec
  • od volnoběhu k přídavnému spalování: ne více než 20 sekund
• Doba nepřetržitého provozu motoru:
  • ve všech režimech přídavného spalování: 10 minut ve výškách pod 10 000 m a 20 minut ve výškách nad 10 000 m
  • režimy dodatečného spalování: neomezeně
  • volnoběh: 10 min
• Palivový systém
  • hlavní palivo pro motor: letecké palivo třídy T-1, T-2 nebo TS
  • startovací palivo: bezolovnatý benzín B-70
• Olejový systém motoru, uzavřený pod tlakem, minerální olej MK-8 nebo MS-6.

Konstrukce motoru R11F-300

Motor se skládá z následujících hlavních součástí:

• ze šestistupňového (tři stupně nízkého tlaku, první stupeň a tři stupně vysokého tlaku, druhý stupeň) nemechanizovaného kompresoru
• deset přímoproudých trubkových spalovacích komor ve společné skříni
• dvoustupňová axiální plynová turbína skládající se z vysokotlakého prvního stupně (druhý stupeň) a nízkotlakého druhého stupně (první stupeň)
• difuzor s přídavným spalováním a nastavitelnou tryskou, s dvousběrným systémem přídavného spalování paliva
• spodní skříň pohonu pro motor a letecké jednotky, na které jsou instalovány: startér-generátor GSR-ST-12000VT, palivové čerpadlo-regulátor NR-21F, palivové čerpadlo-regulátor NR-22F, hydraulická čerpadla NP-34-2T, palivové posilovací čerpadlo DTSN-13DT, olejový agregát, odlučovač vzduchu, odstředivý odvzdušňovač, olejové evakuační čerpadlo přední podpěry, VD snímač otáček rotoru typu DTE-1 a snímač otáček LP rotoru typu DTE-1.
• palivový systém hlavního paliva, vybavený následujícími jednotkami:
  • plunžrové palivové čerpadlo-regulátor NR-21F. Pohon rotoru čerpadla je od vysokotlakého rotoru motoru.
  • plunžrové palivové čerpadlo-regulátor přídavného paliva NR-22F s řídící jednotkou BU-4B a přídavným spalovacím automatem KAF-13D
  • pomocné palivové čerpadlo DTSN13-DT
  • trysky hlavního (10 trysek), startovací a přídavné palivo (102 palivových trysek přídavného spalování)
• startovací palivový palivový systém, skládající se ze dvou zapalovačů, elektromagnetického ventilu, startovací palivové nádrže, palivového filtru, elektrického zubového čerpadla PNR-10-9M, potrubí atd. Jako startovací byl použit nízkooktanový bezolovnatý letecký benzín B-70 pohonné hmoty. Spotřeba benzínu na jeden start motoru není větší než 0,3 litru.
• samostatný systém tlakového motorového oleje pro mazání pohyblivých částí během provozu. V olejovém systému jsou instalována tři čerpadla: čerpací, čerpací z přední podpěry a čerpací ze skříně agregátů, střední a zadní podpěry. Systém pracuje při tlaku 3,5±0,5 kg/cm2. Minerální olej MK-8 nebo MS-6 se používá se spotřebou za letu nejvýše 1,2 litru za hodinu. Celkový objem olejové nádrže je 16 litrů, kapacita plnění 12±0,5 litrů. Olejová nádrž je součástí konstrukce palivové olejové jednotky 357C, jejíž součástí je také chladič palivového oleje a nízkotlaký filtr.
• řídicí systémy motoru s ovládacím panelem režimu PURT-1F, který je propojen s čerpadly-regulátory HP-21F, HP-22F a řídicí jednotkou BU-4B
• hydraulický systém motoru, který slouží k regulaci průtokové plochy trysky pomocí tří hydraulických válců. Pracovní kapalinou je suspenze AMG-10 s pracovním tlakem 180-215 atm.
• elektrické startovací systémy motoru se spínacím napájecím napětím 24x48 voltů. Roztáčení motoru při startování se provádí startérem GSR-ST-12000VT. Ve 44. vteřině startu se startér přepne do režimu generátoru a za letu se využívá jako zdroj elektřiny v palubní síti letadla. Odpalovací zařízení (týká se vybavení letadla) zahrnuje krabici startovacích relé KPR-15A, odpalovací časovač (softwarový panel) AB7-44-5 a palubní zdroje - dvě stříbrno-zinkové baterie 15STS-45, které se přepínají z paralelně při spuštění připojení k sériovému. Byly instalovány dvě zapalovací cívky KNA-111 hlavních spalovacích komor a zapalovací cívka KNA-114 přídavného spalování. Zapalovací svíčky s povrchovým výbojem: dvě hlavní spalovací komory SPN-4 a dvě zapalovací svíčky FK (jedna náhradní) SE-21D5. Celý cyklus automatického startu motoru se počítá v čase 44 ± 1,2 sekundy.
• systém přívodu kyslíku motoru při výškovém startu, který slouží ke stabilnímu startování motoru za letu ve výškovém rozsahu 8000÷12000 metrů. Při startu za letu pod 8000 se nepoužívá kyslík. Součástí systému je kyslíková láhev o objemu 2 litry s reduktorem pro tlak 9÷10,5 kg/cm2, ventily atd.
• systémy nasávání vzduchu pro potřeby letadel
• zařízení proti námraze na vstupu kompresoru
• systém vypouštění kapalin z motorových jednotek, který zabraňuje hromadění požárně nebezpečných součástí v motorovém prostoru letadla

Poznámka . Osa přídavného spalování motoru (při pohledu shora) svírá s osou motoru malý úhel vzhledem k tomu, že zadní část přídavného spalování je namontována s přesazením podél osy válců vlevo o 4 mm od osy symetrie letadla. Během provozu motoru z tepelné roztažnosti se osa přídavného spalování pohybuje doprava a je zarovnána s osou motoru.

Úpravy

• R11-300 - sériový
• R11F-300 - motor s přídavným spalováním, hromadné použití na MiG-21 a dalších typech.
• R11F2-300 - s vylepšeným systémem přídavného spalování paliva a upravenou konstrukcí stabilizátorů spalování v přídavném spalování
• R11F2S-300, R11F2SU-300 - modifikace se zlepšenými charakteristikami vstřikování
• R11F2SK-300 - se systémem korekce průměru trysky SKDS
• R-11K-300 je krátkodobá verze motoru pro bezpilotní cílová letadla nebo jednorázové průzkumné UAV. Jednalo se o vyčerpaný zdroj leteckého motoru R-11F2S-300, který prošel rekonstrukcí v podniku oprav letadel. Zdroj takového motoru byl 10 hodin.

Poznámky

1. ↑ „Technický popis motoru R11F-300“. Manuál pro letový a technický personál letectva SA. Tato STK platí pro všechny motory od 1. do 5. série. "Tajný". Státní vědecké a technické nakladatelství "Oborongiz", M. 1962

Odkazy

• Proudový motor P11-300 s přídavným spalováním. Letecké motory  (nedostupný odkaz)
• AMNTK "Sojuz" - Produkty - Letecké motory  (nepřístupný odkaz)
• Muzeum historie stavby a oprav leteckých motorů