Opis do zdj\u0119cia: Samolot Boeing E-3 Sentry AWACS, z silnikami Pratt & Whitney JT3D (TF33-PW).<\/p>\n
Pompa\u017c.<\/h3>\n
Pompa\u017c jest zaburzeniem przep\u0142ywu powietrza przez zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy. Mo\u017ce wyst\u0105pi\u0107 zar\u00f3wno na pierwszym stopniu spr\u0119\u017carki jak na kolejnych stopniach. W pewnych warunkach, kt\u00f3re nie jest trudno wywo\u0142a\u0107, powstaje pulsacja ci\u015bnienia i szybkie zmiany nat\u0119\u017cenia przep\u0142ywu powietrza. To pulsowanie ma niewielk\u0105 cz\u0119stotliwo\u015b\u0107, ale du\u017c\u0105 amplitud\u0119. Zwykle rozpoczyna si\u0119 od niemo\u017cliwo\u015bci przep\u0142ywu przez silnik pewnej masy powietrza. W efekcie silnik si\u0119 zatrzymywa\u0142. W pierwszych samolotach z tego typu nap\u0119dem zwykle silnikowi zaczyna\u0142o brakowa\u0107 powietrza, kiedy samolot wpada\u0142 w korkoci\u0105g lub wykonywa\u0142 ze\u015blizg na skrzyd\u0142o. W\u00f3wczas chwyt powietrza by\u0142 ustawiony pod du\u017cym k\u0105tem w stosunku do nap\u0142ywaj\u0105cego powietrza i tego powietrza do silnika dostawa\u0142o si\u0119 ma\u0142o. Figury te w locie by\u0142y zabronione.<\/p>\n
Kolejnym powodem by\u0142o oblodzenie wlotu powietrza, a przez to w\u0119\u017cszy i niekszta\u0142tny wlot. Powietrze ju\u017c w kanale dolotowym by\u0142 zaburzone, a jego przep\u0142yw nieliniowy.<\/p>\n
Z czasem okaza\u0142o si\u0119, \u017ce gazy prochowe ze strzelaj\u0105cych dzia\u0142ek, kt\u00f3rych lufy znajduj\u0105 si\u0119 w pobli\u017cu chwytu powietrza, tak\u017ce mog\u0105 wywo\u0142a\u0107 pompa\u017c. Gazy te wywo\u0142ywa\u0142y niestabilno\u015b\u0107 wpadaj\u0105cego powietrza i w efekcie pompa\u017c.<\/p>\n
Kolejn\u0105 przyczyn\u0105 do powstania pompa\u017cu s\u0105 gazy z silnik\u00f3w rakietowych pocisk\u00f3w rakietowych kierowanych lub nie kierowanych, odpalanych w pobli\u017cu chwytu powietrza. Z tym problemem zetkn\u0119li si\u0119 nasi piloci lataj\u0105cy na samolotach my\u015bliwsko-bombowych Su-7. Odpalany pocisk du\u017cego kalibru S-24 powodowa\u0142 zga\u015bniecie silnika samolotu. (Wprowadzono odpowiednie procedury przed odpaleniem pocisku. Podobne procedury wprowadzono na samolotach MiG-21). Kolejnym powodem mog\u0142o by\u0107 wej\u015bcie w \u015blad aerodynamiczny poprzedzaj\u0105cego samolotu. Mechanizm jest podobny do powstania pompa\u017cu wywo\u0142anego gazami prochowymi dzia\u0142ka i spalinami pocisk\u00f3w rakietowych.<\/p>\n
W locie nadd\u017awi\u0119kowym wzrasta ci\u015bnienie w kanale powietrznym lub w samej spr\u0119\u017carce na tyle, \u017ce spr\u0119\u017cone powietrze jest wypychane do przodu, pod pr\u0105d. Ponownie kana\u0142 powietrzny si\u0119 nape\u0142nia i znowu cz\u0119\u015b\u0107 powietrza jest wypychana. Cykl si\u0119 powtarza, do chwili kiedy samolot nie zmniejszy pr\u0119dko\u015bci lub nie rozpocznie dynamicznego wznoszenia na pu\u0142ap, gdzie g\u0119sto\u015b\u0107 powietrza jest mniejsza.<\/p>\n
Sam pompa\u017c (ang. surge, compressor stall) jest to oderwanie si\u0119 strumienia powietrza od \u0142opatek spr\u0119\u017carki. Jest to identyczne zjawisko do kt\u00f3rego dochodzi na skrzydle przy du\u017cych k\u0105tach natarcia. Oderwanie to mo\u017ce by\u0107 na ca\u0142ym wie\u0144cu spr\u0119\u017carki lub lokalnie oraz na ca\u0142ej \u0142opatce lub lokalnie. Objawami s\u0105 s\u0142yszalne rytmiczne detonacje, dr\u017cenie, a nawet wstrz\u0105sy silnika i samolotu, spadek obrot\u00f3w turbiny, wzrost temperatury przed turbin\u0105 i spadek ci\u0105gu zespo\u0142u nap\u0119dowego. Wzrost temperatury wynika ze spalania paliwa poza komor\u0105 spalania, z braku dostatecznej ilo\u015bci tlenu. W efekcie wyst\u0105pienia pompa\u017cu mo\u017ce doj\u015b\u0107 do zniszczenia \u0142opatek turbiny oraz po\u017caru silnika i samolotu.<\/p>\n
Zamkni\u0119cie \u201egazu\u201d by\u0142o pierwszym krokiem do wyj\u015bcia z trudnej sytuacji. Kolejne kroki zale\u017ca\u0142y od pu\u0142apu lotu. By\u0142y procedury odpowiedniego post\u0119powania, kt\u00f3re cz\u0119sto ko\u0144czy\u0142y si\u0119 sukcesem, w postaci ponownego uruchomienia silnika w powietrzu.<\/p>\n
Zapobieganie pompa\u017cowi jest realizowane dwutorowo. Pierwsze to rozwi\u0105zania konstrukcyjne, a drugie to procedury eksploatacyjne:<\/p>\n
Konstrukcyjne: regulowane sto\u017cki lub klapy (kliny, turbolizatory) we wlotach, oddzielenie warstwy przy-kad\u0142ubowej (przy\u015bciennej) powietrza od chwytu powietrza do silnika, klapki przeciw-pompa\u017cowe w kana\u0142ach powietrznych (zar\u00f3wno upusty jak i wpusty), regulowane dysze wylotowe z silnik\u00f3w, automatyczne przymykanie gazu przed odpalaniem pocisk\u00f3w rakietowych, automatyczne i elektroniczne sterowanie silnikiem. W MiG-23 jest system SPP (Sistiema Protiw Pompa\u017cnaja). W samych silnikach stosuje si\u0119 upusty w miejscu gdzie mo\u017ce wyst\u0105pi\u0107 pompa\u017c lub ruchome kierownice aerodynamiczne (o zmiennej geometrii). Kierownice stojana spr\u0119\u017carki o zmiennej geometrii (VSV – Variable Stator Vanes) od ameryka\u0144skiego silnika J79-GE, stosowano je na kilku pierwszych stopniach spr\u0119\u017carki. Wynalazek in\u017c. Gerharda Neumanna.<\/p>\n
Warto w tym miejscu napisa\u0107 par\u0119 zada\u0144 o in\u017c. Gerhard Neumann (1917-1997). Urodzi\u0142 si\u0119 we Frankfurcie nad Odr\u0105. Wychowa\u0142 si\u0119 w niemczech, a tu\u017c przed II wojn\u0105 \u015bwiatow\u0105 wyjecha\u0142 do Chin. Tam zetkn\u0105\u0142 si\u0119 z lotnictwem. Po II wojnie \u015bwiatowej wyjecha\u0142 do USA i zosta\u0142 obywatelem USA. W marcu 1948 roku, rozpocz\u0105\u0142 prace jako in\u017cynier testowy silnik\u00f3w w koncernie General Electric w Lynn st. Massachusetts. Mia\u0142 nieprzeci\u0119tne podej\u015bcie do silnik\u00f3w turboodrzutowych i dzi\u0119ki temu wprowadzi\u0142 wiele innowacji i prze\u0142omowych rozwi\u0105za\u0144. Jako pierwszy zastosowa\u0142 ruchome kierownice w spr\u0119\u017carce, zastosowane w seryjnym silniku J79-GE, kt\u00f3ry nap\u0119dza\u0142 my\u015bliwiec F-104 i inne. W 1958 roku, zdoby\u0142 nagrod\u0119 Coller Trophy. Mimo, \u017ce by\u0142 wiceprezesem General Electric sam pilotowa\u0142 samoloty, aby testowa\u0107 silniki i ich nowe rozwi\u0105zania (1960 rok). Nale\u017ca\u0142 do tych in\u017cynier\u00f3w, kt\u00f3rzy w\u0142o\u017cyli du\u017cy wk\u0142ad w powstanie silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych.<\/p>\n Silniki samolot\u00f3w bojowych s\u0105 bardziej nara\u017cone na pompa\u017c ni\u017c samolot\u00f3w transportowych. Wynika to ze znacznej dynamiki zmian pracy silnik\u00f3w samolot\u00f3w bojowych (pu\u0142ap, pr\u0119dko\u015b\u0107, wykonywane manewry, itp.). W samolotach bojowych zmiany nast\u0119puj\u0105 w przedziale kilku sekund, podczas gdy w samolotach transportowych 30 sekund i d\u0142u\u017cej.<\/p>\n Silniki ze spr\u0119\u017carkami od\u015brodkowymi s\u0105 mniej wra\u017cliwe na pompo\u017c, ale wcale to nie oznacza, \u017ce pompa\u017c w nich nie wyst\u0119puje. Dla samolot\u00f3w Gloster Metero wprowadzono ograniczenie pr\u0119dko\u015bci wznoszenia do Ma-0,6. Samolot Gloster Meteor ma ograniczenia pr\u0119dko\u015bci w zale\u017cno\u015bci od zajmowanego pu\u0142apu. Czym wy\u017cej tym pr\u0119dko\u015b\u0107 by\u0142a mniejsza. Na maksymalnym pu\u0142apie poni\u017cej 200 w\u0119z\u0142\u00f3w\/h, czyli 370,40 km\/h. Wszystko w celu stabilnego przep\u0142ywu powietrza przez silnik.<\/p>\n Dla samolot\u00f3w MiG-15 i I\u0142-28 instrukcja przewidywa\u0142a, i\u017c po wyst\u0105pieniu pompa\u017cu nale\u017ca\u0142o przymkn\u0105\u0107 gaz i rozpocz\u0105\u0107 silne zni\u017canie (nurkowanie). Zmodyfikowano kolejne wersje silnik\u00f3w RD-45 poprzez \u201eesowe\u201d ukszta\u0142towanie kierownic dyfuzora spr\u0119\u017carki. W silnikach stosowanych w bombowcach I\u0142-28 wprowadzono upusty powietrza zza dyfuzora spr\u0119\u017carki.<\/p>\n Zar\u00f3wno spr\u0119\u017carki od\u015brodkowe jak i osiowe maj\u0105 swoje ograniczenia. Jedne i drugie musz\u0105 mie\u0107 jak najbardziej stabilny przep\u0142yw. \u0141atwiej jest to do osi\u0105gni\u0119cia w spr\u0119\u017carkach od\u015brodkowych. Przy spr\u0119\u017carkach osiowych, dla ma\u0142ych obrot\u00f3w, pierwszy stopie\u0144 podaje za du\u017co powietrza, kt\u00f3rego kolejne stopnie nie s\u0105 w stanie przet\u0142oczy\u0107, dlatego konieczne s\u0105 upusty lub kierownice strug. Czyli wykonana praca jest cz\u0119\u015bciowo marnowana.<\/p>\n Pocz\u0105tkowo najistotniejszym parametrem dla silnika turboodrzutowego by\u0142a temperatura gaz\u00f3w przed turbin\u0105, zwykle mierzona ju\u017c za turbin\u0105. Jej przekroczenie wymaga\u0142o przymkni\u0119cie gazu, czyli redukcj\u0119 mocy.<\/p>\n Du\u017cym problemem w pierwszych konstrukcjach z nap\u0119dem turboodrzutowym by\u0142o l\u0105dowanie, a zw\u0142aszcza mo\u017cliwo\u015b\u0107 odej\u015bcia na drugi kr\u0105g. To wymaga\u0142o utrzymania wysokich obrot\u00f3w silnika, przy ma\u0142ej pr\u0119dko\u015bci podej\u015bcia do l\u0105dowania. Szybkie zwi\u0119kszenie mocy zespo\u0142u nap\u0119dowego by\u0142o niemo\u017cliwe. Mog\u0142o doj\u015b\u0107 do zga\u015bni\u0119cia silnika. W efekcie musiano rozwin\u0105\u0107 systemy klap zaskrzyd\u0142owych, hamulc\u00f3w aerodynamicznych, a nawet wykorzysta\u0107 pokrywy kom\u00f3r podwozia do aerodynamicznego hamowania. Podchodzono do l\u0105dowania z du\u017cymi k\u0105tami natarcia, a cz\u0119sto z tak zwanego wysokiego zej\u015bcia. Re\u017cim podej\u015bcia by\u0142 bardzo w\u0105ski. Pierwsze samoloty z nap\u0119dem turboodrzutowym podczas l\u0105dowania by\u0142y bezbronne. Przeciwnik bez trudu je zestrzeliwa\u0142, bo one nie mog\u0142y wykona\u0107 \u017cadnego uniku, bo ten ko\u0144czy\u0142 si\u0119 katastrof\u0105. Dlatego Niemcy w czasie II wojny \u015bwiatowej stosowali os\u0142on\u0119 startuj\u0105cych i l\u0105duj\u0105cych Me-262 i Komet (rakietowy) przez my\u015bliwce t\u0142okowe. Problem uleg\u0142 spot\u0119gowania przy pierwszych samolotach nadd\u017awi\u0119kowych.<\/p>\n Silnik General Electric J35 sta\u0142 si\u0119 baz\u0105 dla kilku kolejnych konstrukcji. Wspomnianego ju\u017c silnika turboodrzutowego Allison J71 oraz General Electric J47.<\/p>\n Silnik turboodrzutowy General Electric J47 powstawa\u0142 jako konstrukcja TG-190. Jego pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w czerwcu 1947 roku. Silnik testy w powietrzu przeszed\u0142 w maju w 1948 roku. Silnik General Electric J47 by\u0142 pierwszym silnikiem w USA, kt\u00f3ry otrzyma\u0142 certyfikat dla u\u017cytku komercyjnego. Zbudowany zosta\u0142 w liczbie ponad 36 000 sztuk. Produkcj\u0119 zako\u0144czono w 1956 roku. Silnik General Electric J47 w USAF by\u0142 eksploatowany do 1978 roku. Ciekawostk\u0105 jest fakt, \u017ce silniki General Electric J47 by\u0142y budowane w USA na podstawie licencji w du\u017cej firmie automobilowej Packard, gdzie zbudowano ponad 3 000 sztuk.<\/p>\n Silniki General Electric J47 by\u0142y montowane w samolotach: Boeing B-47 Stratojet, Boeing KB-50J Superfortress (jako dodatkowy nap\u0119d), Boeing KC-97 Stratofreighter (jako dodatkowy nap\u0119d), Convair B-36 Peacemaker (jako dodatkowy nap\u0119d), North American B-45 Tornado, North American F-86, North American FJ-2 Fury i innych. Zw\u0142aszcza w samolotach North American F-86 silniki General Electric J47 okaza\u0142y si\u0119 bardzo udane.<\/p>\n Silnik General Electric J47 (North American F-86 Sabre), charakteryzuje si\u0119 stabiln\u0105 prac\u0105. Niemal ca\u0142kowicie wyeliminowano mo\u017cliwo\u015b\u0107 uszkodzenia silnika z powodu b\u0142\u0119du w jego obs\u0142udze przez pilota. Spad\u0142o ryzyko wyst\u0105pienia pompa\u017cu. Silnik General Electric J47 okaza\u0142 si\u0119 tak poprawny, \u017ce nale\u017cy do najliczniej zbudowanych silnik\u00f3w turboodrzutowych w historii lotnictwa.<\/p>\n Pierwsza wersja silnika General Electric J47 otrzyma\u0142a certyfikat \u017cywotno\u015bci 150 godzin zgodnie z testem, kt\u00f3ry przeprowadzono w 1948 roku. W rzeczywisto\u015bci silniki wytrzymywa\u0142y ponad 600 godzin. W kolejnych wersjach J47-GE-23 z 1956 roku, \u017cywotno\u015b\u0107 1 200 godzin by\u0142a norm\u0105. Istniej\u0105 silniki General Electric J47, kt\u00f3re przepracowa\u0142y 20 000 \u2013 30 000 godzin.<\/p>\n Dane silnika General Electric J47-GE-25 : d\u0142ugo\u015b\u0107 145 in (3,70 m), \u015brednica 36,75 in (0,93 m), masa 1 160 kg, Spr\u0119\u017carka osiowa 12-stopniowa, jej obudowa sk\u0142ada si\u0119 z dw\u00f3ch po\u0142\u00f3wek. Kompresja spr\u0119\u017carki 5,35:1. Przep\u0142yw powietrza 42 kg\/s. Komora spalania sk\u0142ad si\u0119 z 8-puszek p\u0142omieniowych. Pojedyncza turbina. Silnik mo\u017ce by\u0107 nap\u0119dzany nafta lotnicz\u0105 JP-1, JP-2, JP-3, JP-4 lub benzyn\u0105 MIL-F-5572. Silnik General Electric J47 ma ci\u0105g od 4 850 lbf (21,57 kN) do 5 970 lbf (26,56 kN), a z wtryskiem wody 6 970 lbf (31,00 kN).<\/p>\n W 50-latach rozpocz\u0119to kilka program\u00f3w silnik\u00f3w turboodrzutowych nap\u0119dzanych energi\u0105 j\u0105drow\u0105. W firmie General Electric przyst\u0105piono do programu X39, kt\u00f3ry by\u0142 oparty na silniku General Electric J47. System ten sk\u0142ada si\u0119 z dw\u00f3ch zmodyfikowanych silnik\u00f3w General Electric J47, kt\u00f3re zamiast komory spalania paliwa, otrzyma\u0142y wymienniki ciep\u0142a. Wymiennik; przegrzana para wodna – spr\u0119\u017cone powietrze. Woda-para wodna kr\u0105\u017cy\u0142a w uk\u0142adzie zamkni\u0119tym. Jest ogrzewana poprzez do\u015bwiadczalny reaktor j\u0105drowy typu HTRE. Uk\u0142ad dzia\u0142a\u0142 w kombinacji trzech szeregowo umieszczonych reaktor\u00f3w HTRE-1 HTRE-2 i HTRE-3.<\/p>\n W drugiej po\u0142owie 40-lat XX wieku, jedn\u0105 z dr\u00f3g unikni\u0119cia zjawiska pompa\u017cu by\u0142 pomys\u0142 uk\u0142adu dwu-wa\u0142owego (dwa-p\u0119dniki, dwie-szpule). (Nie brano w\u00f3wczas jeszcze pod uwag\u0119 uk\u0142adu dwu-przep\u0142ywowego, kt\u00f3ry zrodzi\u0142 si\u0119 nieco p\u00f3\u017aniej). Co osi\u0105gni\u0119to dzi\u0119ki takiemu rozwi\u0105zaniu? Wracamy tutaj do mo\u017cliwo\u015bci przepchni\u0119cia przez spr\u0119\u017cark\u0119 jak najwi\u0119kszej ilo\u015bci powietrza, kt\u00f3re jednocze\u015bnie si\u0119 spr\u0119\u017ca. W uk\u0142adzie jednego-wa\u0142u ka\u017cdy wieniec stopnia \u0142opatek obraca si\u0119 z jednakow\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105. Idea\u0142em by\u0142oby gdyby ka\u017cdy kolejny stopie\u0144 spr\u0119\u017carki obraca\u0142by si\u0119 z wi\u0119ksz\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105. Ale spr\u0119\u017carka jest nap\u0119dzana poprzez turbin\u0119. Wi\u0119c tych turbin powinno by\u0107 tyle ile stopni spr\u0119\u017carki. Ale technicznie jest to trudne do wykonania, a si\u0142a odrzutu by\u0142aby znacznie mniejsza. Podzia\u0142 stopni spr\u0119\u017carki na dwie sekcje, niskiego i wysokiego ci\u015bnienia, jest kompromisem.<\/p>\n Silnik Bristol Olimpus by\u0142 pierwszym na \u015bwiecie silnikiem dwu-wa\u0142owym. Pocz\u0105tkowo nosi\u0142 oznaczenie Bristol BE.10 Olimpus i powsta\u0142 w firmie Bristol dla samolot\u00f3w klasy V. Mia\u0142 mie\u0107 ci\u0105g 10 000 lbf (44,48 kN). Pierwsze testy w powietrzu przeprowadzono w 1950 roku, na samolocie Avro Vulcan. Jego wersje rozwojowe s\u0142u\u017cy\u0142y do nap\u0119du samolotu uderzeniowego BAC TRS-2, a p\u00f3\u017aniej jako Rolls-Royce \u2013 Snecma Olimpus 593 komercyjnego Concorde.<\/p>\n Gdy przyst\u0105piono do budowy silnika BE.10 mia\u0142 mie\u0107 ci\u0105g 10 000 lbf (44,48 kN) z potencja\u0142em wzrostu do 12 000 lbf (53,38 kN). Wed\u0142ug projektu wymaga\u0142o to osi\u0105gni\u0119cie spr\u0119\u017cu rz\u0119du 9:1, co by\u0142o spraw\u0105 bardzo trudn\u0105. Aby to osi\u0105gn\u0105\u0107 zdecydowano si\u0119 od razu zastosowa\u0107 uk\u0142ad dwu-wa\u0142owy. Spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia mia\u0142a by\u0107 osiowa, a spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia od\u015brodkowa. Turbiny mia\u0142y by\u0107 pojedyncze. Taki uk\u0142ad pozwala\u0142 na wyeliminowanie sterowanych kierownic aerodynamicznych jak w silniku J79 i Avon oraz wyeliminowaniu upust\u00f3w jak w silniku J65. Obawiano si\u0119 wyst\u0105pienia drga\u0144 \u0142opatek spr\u0119\u017carki przy niskich obrotach. Do\u015bwiadczenia prowadzono wieloetapowo i w efekcie wprowadzano kolejne zmiany. Najpierw zmieniono spr\u0119\u017cark\u0119 wysokiego ci\u015bnienia z promieniowej na osiow\u0105. Pierwszym wymiernym efektem by\u0142 spadek \u015brednicy silnika do projektowych 40 in (100 cm). Silnik Bristol Olympus 1 ma 6-stopni spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, i 8-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia. Komora spalania z\u0142o\u017cona z 10-puszek ogniowych. Uk\u0142ad pier\u015bcieniowy komory spalania uznano w\u00f3wczas za zbyt zaawansowany. Pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w dniu 16 maja 1950 roku. Silnik osi\u0105gn\u0105\u0142 \u017c\u0105dany ci\u0105g osi\u0105gaj\u0105c 40,7 kN. By\u0142 wolny od drga\u0144 zar\u00f3wno na biegu ja\u0142owym, jak i przy maksymalnych obrotach. Rozpocz\u0119to testy nad kolejnymi prototypami osi\u0105gaj\u0105c niemal 44 kN. W grudniu 1951 roku, silnik by\u0142 gotowy do test\u00f3w w powietrzu na samolocie Canberra. Z silnikami Bristol Olympus samolot Canberra zdoby\u0142 rekordy wysoko\u015bci 19\u00a0406 m i 20\u00a0079 m.<\/p>\n Dane silnika Olimpus Mk.101: d\u0142ugo\u015b\u0107 3,87 m (12,68 ft), \u015brednica 1,0 m ( 3,3 ft), masa sucha 1\u00a0640 kg, 6-stopni niskiego ci\u015bnienia, 8-stopni wysokiego ci\u015bnienia, 10-puszek p\u0142omieniowych, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia i 1-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Paliwo AVTUR lub AVTAG. Ci\u0105g 49 kN. Zu\u017cycie paliwa 23,1 g\/kNs. Stosunek mocy do masy 3,04:1.<\/p>\n W historii lotnictwa silnik Pratt & Whitney J57 by\u0142 prze\u0142omem. By\u0142 to silnik niezwykle wa\u017cny dla lotnictwa w USA i to zar\u00f3wno lotnictwa cywilnego, jak i wojskowego. By\u0142 te\u017c niezwykle wa\u017cny dla samej firmy Pratt & Whitney, kt\u00f3ra mia\u0142a ogromne do\u015bwiadczenie w budowie lotniczych silnik\u00f3w t\u0142okowych, ale niewielkie w budowie silnik\u00f3w turboodrzutowych. Pod koniec 1945 roku, firma Pratt & Whitney by\u0142a licencjobiorc\u0105 silnika J30 \u2013 Westinghouse, kt\u00f3rego produkcj\u0119 uruchomi\u0142a. Firma Pratt & Whitney sama opracowa\u0142a nast\u0119pny silnik J52, kt\u00f3ry by\u0142 \u015brednio popularny. Kolejn\u0105 konstrukcj\u0105 by\u0142 w\u0142a\u015bnie silnik Pratt & Whitney J57, kt\u00f3ry sta\u0142 si\u0119 ogromnie popularnym.<\/p>\n Przyst\u0119puj\u0105c do projektowania silnika firma Pratt & Whitney wiele ryzykowa\u0142a. Jak si\u0119 po latach okaza\u0142o ryzyko si\u0119 op\u0142aci\u0142o. Pierwszy komercyjny samolot Boeing 707 pokona\u0142 Ocean Atlantycki nap\u0119dzany w\u0142a\u015bnie tymi silnikami. Do pracy nad silnikiem Pratt & Whitney J57 , kt\u00f3ry otrzyma\u0142 oznaczenie firmowe JT3C przyst\u0105piono w 1948 roku. Pocz\u0105tkowo by\u0142a mowa o budowie silnika turbo\u015bmig\u0142owego PT4 dla bombowca XB-52. Poniewa\u017c zapotrzebowanie na moc zespo\u0142u nap\u0119dowego dla nowego bombowca znacznie wzros\u0142o, projekt przekszta\u0142ci\u0142 si\u0119 w silnik turboodrzutowy.<\/p>\n Pierwsze uruchomienie silnika Pratt & Whitney J57 nast\u0105pi\u0142o w 1950 roku. Prototypowe silniki oznaczone Pratt & Whitney YJ57-P-3 o ci\u0105gu 38,70 kN zamontowano na samolotach (dw\u00f3ch prototypach) XB-52 i YB-52. W seryjnych maszynach B-52 A zastosowano silniki J57-P-1W o ci\u0105gu 44,48 kN, kt\u00f3rych ci\u0105g mo\u017cna by\u0142o chwilowo zwi\u0119kszy\u0107 do 48,93 kN poprzez wtrysk wody. Zbiornik wody o pojemno\u015bci 360 galon\u00f3w (1 362,74 litry) umieszczono w tylnej cz\u0119\u015bci kad\u0142uba. Kolejne odmiany silnik\u00f3w J57 tak\u017ce wyposa\u017cono w instalacje wtrysku wody. Najmocniejsza odmiana tego silnika J57-P-43WB dysponowa\u0142a ci\u0105giem 61,16 kN.<\/p>\n W 1952 roku, silnik J57 otrzyma\u0142 presti\u017cow\u0105 nagrod\u0119 Collier Trophy. Dok\u0142adnie nagrod\u0119 otrzyma\u0142 Leonard S. Hobbs (1896-1977), ameryka\u0144ski in\u017cynier lotniczy. W 20-latach XX wieku, opracowa\u0142 on ga\u017anik lotniczy, kt\u00f3ry pozwala\u0142 na niezak\u0142\u00f3cony lot odwr\u00f3cony samolotu. W 1927 roku, rozpocz\u0105\u0142 prac\u0119 w Pratt & Whitney Aircraft Company. Jego najwi\u0119kszym dzie\u0142em by\u0142 silnik J57.<\/p>\n Co to jest Collier Trophy (trofeum Colliera)? Jest to coroczna nagroda przyznawana przez US National Association Aviation (NAA), dla tych kt\u00f3rzy wykazali si\u0119 najwi\u0119kszym osi\u0105gni\u0119ciem w dziedzinie aeronautyki i astronautyki w USA, w odniesieniu do poprawy wydajno\u015bci, efektywno\u015bci i bezpiecze\u0144stwa powietrzu lub pojazd\u00f3w kosmicznych, kt\u00f3rych warto\u015b\u0107 zosta\u0142a dok\u0142adnie wykazana i wykorzystana w minionym roku. Jej fundatorem by\u0142 Robert J. Collier (zmar\u0142 w 1918 roku), wydawca tygodnika Collier. By\u0142 on pionierem sport\u00f3w lotniczych i prezesem Aeroklubu Ameryki.<\/p>\n W\u00f3wczas pojawi\u0142 si\u0119 tak\u017ce nowy cel – zbudowane silnika o ci\u0105gu 10 000 lbf (44,48 kN) plus dopalacz, kt\u00f3ry zapewni przekroczenie pr\u0119dko\u015bci d\u017awi\u0119ku. Do silnika J57 dodano dopalacz. W dniu 25 maja 1953 roku, samolot YF-100A nap\u0119dzany silnikiem J57 przekroczy\u0142 pr\u0119dko\u015b\u0107 d\u017awi\u0119ku.<\/p>\n Uprzedzaj\u0105c fakty podamy, \u017ce silnik Pratt & Whitney J57 sta\u0142 si\u0119 baz\u0105 dla turboodrzutowych J57\/JT3C oraz silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych J75 \/ JT4A, JT3D \/ TF33 oraz turbo\u015bmig\u0142owych PT5 \/ T57. Wersja cywilna silnika nosi oznaczenie JT3D i mia\u0142a dodany zerowy pierwszy stopie\u0144 zwany wentylatorem, kt\u00f3ry mia\u0142 wi\u0119ksz\u0105 \u015brednic\u0119. Silnik charakteryzowa\u0142 si\u0119 mniejszym zu\u017cyciem paliwa. Silnik ten by\u0142 pocz\u0105tkiem silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych.<\/p>\n Silnik\u00f3w w wersji Pratt & Whitney J57\/JT3C zbudowano blisko 22 000 sztuk (1951-1965). Silniki te zapewni\u0142y nap\u0119d samolot\u00f3w nadd\u017awi\u0119kowych F-100, F-101, F-102, F-8, rozpoznawczych U-2, bombowc\u00f3w B-52, B-57, tankowc\u00f3w KC-135 oraz komercyjnych B-707, DC-8. Ci\u0105g silnika Pratt & Whitney J57 w zale\u017cno\u015bci od wersji wynosi od 9 700 lbf (43,15 kN) do 18 000 lbf (80,07 kN).<\/p>\n Co by\u0142o takiego niezwyk\u0142ego w silniku Pratt & Whitney J57\/JT3C ? Najwa\u017cniejsz\u0105 rzecz\u0105 by\u0142o zastosowanie uk\u0142adu dwu-wa\u0142owego, ale jeszcze jedno-przep\u0142ywowy. Dopiero silnik J75 by\u0142 silnikiem dwu-wa\u0142owym i dwu-przep\u0142ywowym.<\/p>\n Silnik Pratt & Whitney J57\/JT3C sk\u0142ad si\u0119 z 9-stopniowej spr\u0119\u017carki osiowej niskiego ci\u015bnienia, 7-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, 8-rur p\u0142omieniowych, 1-stopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia i 2-stopniowej turbiny niskiego ci\u015bnienia. Kompresja spr\u0119\u017carki w zale\u017cno\u015bci od wersji wynosi od 11:1 do 12,5:1. Przep\u0142yw powietrza od 70 kg\/s do 85 kg\/s. Temperatura przed turbin\u0105 870 stopni C. stosunek ci\u0105gu do masy oko\u0142o 3,35:1.<\/p>\n Wymiary Pratt & Whitney J57\/JT3C : d\u0142ugo\u015b\u0107 oko\u0142o 6,0 m, \u015brednica oko\u0142o 40 in (1,00 m). Masa oko\u0142o 2 350 kg.<\/p>\n Silnik JT3D \/ TF33 jest rozwini\u0119ciem silnika JT3C \/ J57, poprzez wykonanie go w technologii dwuprzep\u0142ywowej. Silnik powsta\u0142 na zapotrzebowanie linii lotniczych dla samolot\u00f3w B 707. Prace nad nim trwa\u0142y od 1957 roku. Pierwsze u\u017cytkowe wykorzystanie nap\u0119du nast\u0105pi\u0142o w dniu 22 czerwca 1960 roku, kiedy w powietrze wzbi\u0142 si\u0119 pierwszy Boeing B707-120. Wkr\u00f3tce firma McDonnell Douglas wybra\u0142a silnik JT3D jako podstawowy nap\u0119d dla samolot\u00f3w DC-8.<\/p>\n Poniewa\u017c silnik JT3D \/ TF33 okaza\u0142 si\u0119 bardziej ekonomiczny od JT3C \/ J57 wojsko USAF postanowi\u0142o zastosowa\u0107 go w du\u017cych samolotach wojskowych. W dniu 6 marca 1961 roku pierwszy lot wykona\u0142 bombowiec B-52 H Stratofortress. Silniki trafi\u0142y do takich maszyn jak; Lockheed C-141 Starlifter i Boeing C-135B Stratolifter, a od 1973 roku by\u0142y montowane w samolotach Boeing E3A-AWACS.<\/p>\n Jednym z powod\u00f3w takiej sytuacji by\u0142a du\u017ca liczba silnik\u00f3w na rynku wt\u00f3rnym, z wycofanych z u\u017cytku samolot\u00f3w B707, DC-8. W konsekwencji wszystkie bombowce B-52 otrzyma\u0142y nowy nap\u0119d. Poniewa\u017c samoloty B-52 s\u0105 niespodziewanie d\u0142ugo w eksploatacji, co jaki\u015b czas pojawia si\u0119 temat wymiany zespo\u0142u nap\u0119dowego. G\u0142\u00f3wnym problem jest w tym, \u017ce samoloty B-52 maj\u0105 po osiem silnik\u00f3w i dawno min\u0119\u0142y ju\u017c czasy, \u017ce silnik JT3D \/ TF33 by\u0142 uznawany za oszcz\u0119dny. Sprawa jest niebagatelna, gdy\u017c wed\u0142ug informacji USAF samoloty B-52 pozostan\u0105 w eksploatacji a\u017c do 2040 roku, czyli jeszcze ponad 20 lat. Prezes P & W Bennett Croswell zapowiedzia\u0142, \u017ce firma jest gotowa podj\u0105\u0107 si\u0119 wymiany zespo\u0142\u00f3w nap\u0119dowych na B-52 z o\u015bmiu na cztery silniki du\u017co bardziej ekonomiczne, przy zachowaniu, a nawet powi\u0119kszeniu sumarycznego ci\u0105gu zespo\u0142u nap\u0119dowego. Jak zwykle w tych przypadkach g\u0142\u00f3wn\u0105 rol\u0119 graj\u0105 finanse. Ceny ropy naftowej pozostaj\u0105 na relatywnie niskim poziomie, wi\u0119c koszt poniesionej modernizacji mo\u017ce si\u0119 nie zwr\u00f3ci\u0107. R\u00f3wnocze\u015bnie firma Pratt & Whitney opracowa\u0142 pakiet modernizacji silnik\u00f3w JT3D \/ TF33, celem obni\u017cenia zu\u017cycia paliwa. G\u0142\u00f3wne zmiany polega\u0142yby na zastosowaniu nowych wtryskiwaczy paliwa. Modernizacja pozwoli\u0142aby na oszcz\u0119dno\u015b\u0107 10-25 % paliwa, co jest bardzo dobrym rezultatem. W 2015 roku USAF ujawni\u0142o, \u017ce rozwa\u017ca zakup 650 silnik\u00f3w z drugiej r\u0119ki dla bombowc\u00f3w B-52. Poniewa\u017c aktualnie USAF eksploatuje zaledwie oko\u0142o 76 bombowc\u00f3w B-52, \u0142atwo wywnioskowa\u0107, \u017ce chodzi o silniki TF33. Pami\u0119tajmy te\u017c o tym, \u017ce silniki TF33 u\u017cywaj\u0105 samoloty KC-135 oraz Boeing E-3 Sentry AWACS.<\/p>\n Silnik J52 mimo, \u017ce ma ni\u017csze oznaczenie ni\u017c silnik J57 powsta\u0142 kilka lat p\u00f3\u017aniej, oko\u0142o 1955 roku. Pratt & Whitney J52 da\u0142a oznaczenie fabryczne JT8A i silnik by\u0142 projektowany na zam\u00f3wienie US NAVY jako silnik klasy 9\u00a0000 lbf (pound-force, symbol lbs).<\/p>\n Poniewa\u017c ta jednostka miary jest nam mniej znana dlatego troch\u0119 matematyki. 1 lbf = 4,4482216152605 N. 9\u00a0000 lbf = 40,03 kN.<\/p>\n US NAVY wychodzi\u0142o z za\u0142o\u017cenia, \u017ce na samolotach bazowania pok\u0142adowego trzeba stosowa\u0107 nap\u0119d dwusilnikowy, czyli ca\u0142kowity ci\u0105g wyniesie 18\u00a0000 lbf. Ma\u0142o tego, jeden silnik zapewni maszynie bezpieczny powr\u00f3t na lotniskowiec. Opr\u00f3cz tego nadrz\u0119dnym celem by\u0142o niskie zu\u017cycie paliwa, co zapewni relatywnie du\u017cy zasi\u0119g. W zwi\u0105zku z tym wymaganiami firma Pratt & Whitney projektuj\u0105c J52 od razu zastosowano uk\u0142ad dwuprzep\u0142ywowy i dwu-wa\u0142owy. Z tym, \u017ce stosunek dwu-przep\u0142ywu jest niski (low bypass turbofan engine).<\/p>\n Silnik J52 trafi\u0142 mi\u0119dzy innymi do samolot\u00f3w A-6 Intruder i A-4 Skyhawk. Dla lotnictwa cywilnego opracowano wersj\u0119 Pratt & Whitney JT8D i znalaz\u0142y zastosowanie w samolotach B707, B 727, B 737 (pierwsze wersje), DC-9, Caravelle i inne.<\/p>\n Ruchome kierownice aerodynamiczne stojanu spr\u0119\u017carki by\u0142o jedn\u0105 z dr\u00f3g dla poprawy pracy silnika turboodrzutowego. Firma General Electric prawie przez rok rozwa\u017ca\u0142a, jak\u0105 koncepcj\u0119 wybra\u0107. W 1952 roku, zdecydowano si\u0119 na uk\u0142ad ruchomych kierownic. Poza tym w tym uk\u0142adzie \u0142atwiej by\u0142o opracowa\u0107 uk\u0142ady olejenia i systemy uszczelnie\u0144, co nie by\u0142o ju\u017c tak proste w uk\u0142adzie dwu-wa\u0142owym. Konkurent, firma Pratt and Whitney wybra\u0142a uk\u0142ad dwu-wa\u0142owy (J57). Uk\u0142ad z ruchomymi kierownicami zastosowano w silniku firmy General Electric J79. Fabryczne oznaczenie silnika X-24A. Spr\u0119\u017carka tego silnika ma a\u017c 17-stopni. Pierwsze kilka stopni kierownic w spr\u0119\u017carce s\u0105 regulowane Ich zmienne po\u0142o\u017cenie reguluje pr\u0119dko\u015b\u0107 przep\u0142ywu powietrza i\u00a0kierunek jego zawirowa\u0144, poprawiaj\u0105c rozk\u0142ad ci\u015bnienia i\u00a0uniemo\u017cliwiaj\u0105c dostarczenie zbyt du\u017cej ilo\u015bci powietrza na kolejne stopnie. Silnik jest jedno-wa\u0142owy, a mimo to ma podobne parametry spr\u0119\u017cania jak wsp\u00f3\u0142czesne mu pierwsze silniki dwu-wa\u0142owe i to przy wyra\u017anie mniejszej masie konstrukcji. Pierwsze testy by\u0142y tak dobre, \u017ce in\u017cynierowie podejrzewali b\u0142\u0119dy w pracy aparatury pomiarowej. Pierwsze testy w powietrzu przeprowadzono w dniu 20 maja 1955 roku, na samolocie B-45 C. Silnik by\u0142 wysuwany z komory bombowej. Po jego uruchomieniu standardowe silniki wy\u0142\u0105czono i samolot lecia\u0142 tylko na jednym silniku.<\/p>\n Silnik doskonale nada\u0142 si\u0119 do samolot\u00f3w o du\u017cych pr\u0119dko\u015bciach lotu: F-104, B-58, F11F, F-4, A-5 i inne. Wersja komercyjna oznaczona CJ805 nap\u0119dza\u0142a samolot pasa\u017cerski Convair CV-880 oraz Convair CV-990. Silnik CJ805 nie ma dopalacza, za to zosta\u0142 wyposa\u017cony w odwracacz ci\u0105gu i t\u0142umik ha\u0142asu. Licencje na silnik J79 sprzedano kilku firmom na \u015bwiecie (Belgia, Kanada, Izrael, W\u0142ochy, Japonia). W 1959 roku, silnik J79 jako General Electric LM 1500 sta\u0142 si\u0119 baz\u0105 do nap\u0119du okr\u0119t\u00f3w i jako stacjonarny do zastosowa\u0144 przemys\u0142owych. Przez ponad 30 lat zbudowano ponad 17\u00a0000 silnik\u00f3w J79.<\/p>\n Budowa J79; 17-stopni spr\u0119\u017carki, pier\u015bcieniowa komora spalania, 3-stopniowa turbina. D\u0142ugo\u015b\u0107 5,30 m (17,4 ft), \u015brednica 0,98 m (3,2 ft), masa 1\u00a0750 kg. \u0141opatki spr\u0119\u017carki wykonano ze stali nierdzewnej. Osadzono je w dyskach. Pierwsze siedem dysk\u00f3w wykonano z tytanu. Przek\u0142adane s\u0105 dyskami stalowymi wykonanymi ze stali nierdzewnej. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 13,5:1. Przez silnik przep\u0142ywa powietrze w ilo\u015bci 77 kg\/s. Temperatura przed turbin\u0105 wynosi 930 stopni C. Zu\u017cycie paliwa 87 kg\/kNh bez dopalania i 200 kg\/kNh z dopalaniem. Wsp\u00f3\u0142czynnik ci\u0105gu do ci\u0119\u017caru wynosi 45,4 N\/kg. Ci\u0105g 52,96 kN bez dopalania, ci\u0105g 79,33 kN z dopalaniem. Pocz\u0105tkowo silniki J79 bardzo dymi\u0142y, zw\u0142aszcza na \u015brednich obrotach. P\u00f3\u017aniej dymienie to uda\u0142o si\u0119 ograniczy\u0107.<\/p>\n W UK firma Rolls-Royce pocz\u0105tkowo wybra\u0142a rozwi\u0105zanie z ruchomymi kierownicami mi\u0119dzy stopniami spr\u0119\u017carki. Nie uda\u0142o si\u0119 jednak w silniku Rolls Royce Avon osi\u0105gn\u0105\u0107 takich wynik\u00f3w jakie osi\u0105gn\u0119\u0142a firma General Electric z silnikiem J79. Podj\u0119to wi\u0119c decyzj\u0119 o zastosowaniu tylko ruchomych kierownic przed pierwszym stopniem spr\u0119\u017carki. Pozosta\u0142e kierownice zast\u0105piono upustem powietrza w po\u0142owie d\u0142ugo\u015bci spr\u0119\u017carki. Silnik Rolls-Royce Avon u\u017cyto w nowszych modelach samolot\u00f3w komercyjnych Comet oraz we francuskim Caravell.<\/p>\n Informacje o silnikach Bristol Olimpus oraz General Electric J57 przenikn\u0119\u0142y do CCCP. W latach 1952-1954, moskiewski instytut lotnictwa dokona\u0142 oblicze\u0144 aerodynamicznych silnika turboodrzutowego z uk\u0142adem dw\u00f3ch wa\u0142\u00f3w (p\u0119dnik\u00f3w, szpul). Obliczenia prowadzono dla osi\u0105gni\u0119cia przez przysz\u0142y samolot pr\u0119dko\u015bci Ma 2. G\u0142\u00f3wn\u0105 trudno\u015bci\u0105 by\u0142o stworzenie spr\u0119\u017carki o du\u017cej stabilno\u015bci i wystarczaj\u0105cej wydajno\u015bci gazo-dynamicznej w ca\u0142ym zakresie pr\u0119dko\u015bci post\u0119powej. Z oblicze\u0144 wynika\u0142o, \u017ce taki silnik b\u0119dzie mia\u0142 \u0142atwiejszy cykl uruchamiania, b\u0119dzie lepiej reagowa\u0142 na reakcj\u0119 przepustnicy (b\u0119dzie bardziej tolerancyjny na gwa\u0142towne ruchy przepustnicy gazu), w dodatku b\u0119dzie charakteryzowa\u0142 si\u0119 ni\u017cszym zu\u017cyciem paliwa. Na podstawie tych oblicze\u0144 Siergiej Tuma\u0144ski opracowa\u0142 silnik RD-11, kt\u00f3ry sta\u0142 si\u0119 nap\u0119dem samolotu my\u015bliwskiego MiG-21. Jest to zdecydowanie lepszy silnik od poprzednika RD-9. Zanim w 1955 roku, konstruktor Aleksandr Mikulin straci\u0142 swoje stanowisko w OKB-300, jego zesp\u00f3\u0142 przyst\u0105pi\u0142 ju\u017c do pracy nad prze\u0142omowym silnikiem turboodrzutowym w CCCP. Silnik pocz\u0105tkowo mia\u0142 oznaczenie AM-11, p\u00f3\u017aniej RD-11 i ostatecznie R-11. Nast\u0119pc\u0105 Aleksandra Mikulina zosta\u0142 Siergiej Tuma\u0144ski, kt\u00f3ry kierowa\u0142 pracami nad programem.<\/p>\n Silnik S. K. Tuma\u0144ski R-11 zosta\u0142 zbudowany w liczbie oko\u0142o 21\u00a0000 sztuk. By\u0142 podstawowym nap\u0119dem samolot\u00f3w MiG-21, Jak-28, Su-15. Wersja bez dopalania nap\u0119dza samoloty Jak-25, Su-25. Wersjami rozwojowymi by\u0142y silniki R-13 i R-25.<\/p>\n Podstawowa wersja silnika R-11F-300 ma ci\u0105g 3\u00a0800 kG (37,27 kN) bez dopalania i 5\u00a0625 kG (55,16 kN) z dopalaniem. D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika oko\u0142o 4,55 m, \u015brednica 0,906 m, masa oko\u0142o 1 200 kg (suchy 1\u00a0124 kG). Okres mi\u0119dzy remontowy silnika wynosi 300 godzin lotu. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 8,9:1. Orientacyjne zu\u017cycie paliwa; 0,9 kg paliwa \/ kG \/ 1 godzin\u0119 bez dopalania oraz 2,4 kg paliwa \/ kG \/ 1 godzin\u0119 z dopalaniem. Inaczej: 97 kg \/ (h \u00b7 kN) (0,95 lb \/ (h \u00b7 lbf)) na biegu ja\u0142owym i 242 kg \/ (h \u00b7 kN) (2,37 lb \/ (h \u00b7 lbf)) z dopalaczem. Stosunek ci\u0105gu do masy: 53.9 N \/ kg (5,5: 1).<\/p>\n Firma Rolls-Royce postanowi\u0142a opracowa\u0107 zupe\u0142nie now\u0105 konstrukcj\u0119, kt\u00f3ra sta\u0142a si\u0119 nowym kierunkiem rozwoju. Zbudowano silnik Rolls-Royce RB.80 Conway, kt\u00f3ry by\u0142 pierwszym na \u015bwiecie silnikiem dwuprzep\u0142ywowym (ang. by-pass, turbofan, to drugie okre\u015blenie jest u\u017cywane obecnie dla silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych). Nazwa Conway jest permutacja nazwy River Conwy, kt\u00f3ra jest rzek\u0105 w Wali. By\u0142 to pocz\u0105tek nadawania nazw silnikom od nazw rzek w UK.<\/p>\n Program ten rozwijano od ko\u0144ca 40-lat. Konstruktorzy wyszli z za\u0142o\u017cenia, \u017ce silnik turbo\u015bmig\u0142owy wymaga mniej paliwa ni\u017c silnik turbinowy, ale \u015bmig\u0142o jest sprawne tylko do pr\u0119dko\u015bci max 800 km\/h (500mph, 430 kn). Gdyby wprowadzi\u0107 tak zwany zimny przep\u0142yw, to silnik turboodrzutowy by\u0142by wydajny dla pr\u0119dko\u015bci 700 \u2013 1\u00a0100 km\/h (450 mph \u2013 700 mph), a to dla lotnictwa komercyjnego jest zadowalaj\u0105ce. Teoretycznie koncepcj\u0119 t\u0119 rozwa\u017cano ju\u017c w drugiej po\u0142owie 30-lat, ale wojna po\u0142o\u017cy\u0142a chwilowo temu kres i rozwa\u017cano tylko prostsze uk\u0142ady. Po wojnie powr\u00f3cono do prac teoretycznych i rozpocz\u0119to prace do\u015bwiadczalne. W uk\u0142adzie z dodatkowym zimnym przep\u0142ywem, cz\u0119\u015b\u0107 powietrza z pierwszych stopni (lub tylko z pierwszego stopnia) spr\u0119\u017carki kierowana jest wzd\u0142u\u017c silnika. Powietrze to \u0142\u0105czy si\u0119 z gor\u0105cymi gazami strumienia gor\u0105cego. Ma mniejsz\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107, ale du\u017c\u0105 mas\u0119. Tym samym poprawia wydajno\u015b\u0107 silnika. Dodatkowo zimny przep\u0142yw ch\u0142odzi silnik. Kolejn\u0105 korzy\u015bci\u0105 jest zmniejszenie ha\u0142asu silnika, bo sumaryczna pr\u0119dko\u015b\u0107 gaz\u00f3w wylotowych jest mniejsza.<\/p>\n W kwietniu 1947 roku, zaaprobowano budow\u0119 eksperymentalnego silnika o oznaczeniu AJ.25 Tweed. Mia\u0142 on mie\u0107 ci\u0105g 5 000 lbf (22,24 kN). Projekt zmodyfikowano i zwi\u0119kszono ci\u0105g do 9 000 lbf (40,03 kN). Silnik planowano zastosowa\u0107 do nap\u0119du bombowca Vickers Valiant. Pocz\u0105tkowo silnik mia\u0142 mie\u0107 jeden wa\u0142. By\u0142o to rozwi\u0105zanie prostsze, ale ma wad\u0119, \u017ce sprawno\u015b\u0107 spr\u0119\u017carki jest ni\u017csza. Zastosowanie uk\u0142adu z dwiema turbinami pozwoli\u0142o na uzyskanie optymalnego kompromisu; spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia pracuje swoj\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105, a wysokiego ci\u015bnienia swoj\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105.<\/p>\n Ministerstwo Zaopatrzenia z\u0142o\u017cy\u0142o zam\u00f3wienie na nowy projekt, kt\u00f3ry oznaczono RCo.2. Silnik mia\u0142 dwa wa\u0142y, 4-stopnie spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, nap\u0119dzane przez 2-stopniow\u0105 turbin\u0119 oraz 8-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia nap\u0119dzane przez 2-stopniow\u0105 turbin\u0119 wysokiego ci\u015bnienia. Prace projektowe nad RCo.2 uko\u0144czono w styczniu 1950 roku. Pierwszy rozruch nast\u0105pi\u0142 w lipcu 1952 roku. Osi\u0105gni\u0119to ci\u0105g 9 900 lbf (44,04 kN).<\/p>\n W tym czasie RAF zam\u00f3wi\u0142 wielki samolot transportowy V-1000. Dla jego nap\u0119du silnik RCo.2 by\u0142 za s\u0142aby. Firma Rolls-Royce odpowiedzia\u0142a programem silnika RCo.5, kt\u00f3ry mia\u0142 6-stopni spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia i 9-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia. Ci\u0105g silnika wyni\u00f3s\u0142 13 000 lbf (57,83 kN). Pierwsze uruchomienie silnika nast\u0105pi\u0142o w lipcu 1953 roku. Pierwszy certyfikat wydano w sierpniu 1955 roku. Jednak w tym czasie program samolotu transportowego V-1000 anulowano. Program silnika upad\u0142by, gdyby nie decyzja o wymianie silnik\u00f3w w bombowcach klasy V. Firma Rolls-Royce opracowa\u0142a jeszcze wi\u0119kszy model RCo.8 o ci\u0105gu 14 500 lbf (64,50 kN), kt\u00f3ry po raz pierwszy uruchomiono w styczniu 1956 roku. Brytyjczycy zaoferowali silnik jako nap\u0119d komercyjnych samolot\u00f3w Boeing B-707 i DC-8. Powsta\u0142y odmiany: RCo.10 16 500 lbf (73,40 kN), RCo.12 ci\u0105g 17 200 lbf (76,51 kN) i kolejne. Silnik otrzyma\u0142 nazw\u0119 w\u0142asn\u0105 Rolls-Royce Conway. Sta\u0142 si\u0119 podstawowym nap\u0119dem samolot\u00f3w Handley Page Victor, Vickers VC-10, Boeing 707-420 i Douglas DC-8-40 (okres 60-lat). Resurs mi\u0119dzy remontowy przekroczy\u0142 10\u00a0000 godzin. Silnik by\u0142 bardzo dobry, jednak ameryka\u0144skie linie lotnicze wola\u0142y silniki rodzime, Pratt & Whitney. Europejskie linie lotnicze kupowa\u0142y samoloty z silnikami Rolls Royce Conway.<\/p>\n Podstawow\u0105 wad\u0105 silnika sta\u0142a si\u0119 jego trudno\u015b\u0107 zabudowania w p\u0142atach, tak jak to by\u0142o w samolotach Comet i bombowcach serii V, przez co zerowy stopie\u0144 spr\u0119\u017carki, montowany od wersji RCo.8 nie m\u00f3g\u0142 by\u0107 bardziej powi\u0119kszany. Przez to silnik mia\u0142 zimny przep\u0142yw w granicach oko\u0142o 25 %.<\/p>\n Silnik Rolls-Royce Conway wersji RCo.12 mia\u0142; 7-stopni niskiego ci\u015bnienia (6 wykonano z aluminium, a ostatni z tytanu), 9-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia (7 z tytanu, dwa ostanie ze stali). Obudowa spr\u0119\u017carki wykonana z tytanu. Komora spalania wykonana z 10 puszek p\u0142omieniowych. Jedno-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia z \u0142opatkami ch\u0142odzonymi wewn\u0105trz powietrzem. Dwu-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. D\u0142ugo\u015b\u0107 3,41 m, \u015brednica 0,96 m, masa 2\u00a0000 kg, ci\u0105g 17 200 lbf (76,51 kN). Zu\u017cycie paliwa 0,87 kg\/Nh (?)<\/p>\n Z silnikami dwuprzep\u0142ywowymi w CCCP wi\u0105\u017c\u0105 si\u0119 trzy nazwiska konstruktor\u00f3w: Kuzniecow (\u041a\u0443\u0437\u043d\u0435\u0446\u043e\u0432), So\u0142owiew (\u0421\u043e\u043b\u043e\u0432\u044c\u0451\u0432) oraz Iwczenko (\u0418\u0432\u0447\u0435\u043d\u043a\u043e). Wszyscy przyst\u0105pili do opracowania silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych na prze\u0142omie 50\/60-lat, z przeznaczeniem do nap\u0119du samolot\u00f3w wojskowych i pasa\u017cerskich.<\/p>\n Nika\u0142aj Dimitriewicz Kuzniecow (\u041d\u0438\u043a\u043e\u043b\u0430\u0301\u0439 \u0414\u043c\u0438\u0301\u0442\u0440\u0438\u0435\u0432\u0438\u0447 \u041a\u0443\u0437\u043d\u0435\u0446\u043e\u0301\u0432 1911-1995) by\u0142 konstruktorem silnik\u00f3w turboodrzutowych i rakietowych. Urodzi\u0142 si\u0119 w Aktobe w Kazachstanie. Po uko\u0144czeniu szko\u0142y zawodowej w 1926 roku, rozpocz\u0105\u0142 prac\u0119 jako mechanik. W 1930 roku, uko\u0144czy\u0142 szko\u0142\u0119 \u015bredni\u0105 i wyjecha\u0142 do Moskwy. Pracowa\u0142 jako tokarz i jednocze\u015bnie studiowa\u0142 wieczorowo. W 1933 roku, wst\u0105pi\u0142 na wydzia\u0142 silnik\u00f3w lotniczych Akademii im. \u017bukowskiego. Uko\u0144czy\u0142 j\u0105 w 1938 roku, z wyr\u00f3\u017cnieniem. Jego prac\u0105 dyplomow\u0105 by\u0142 projekt silnika 28-cylindrowego, poczw\u00f3rna-gwiazda, ch\u0142odzony powietrzem, ga\u017anikowy o mocy 1\u00a0500 kM przy 3\u00a0400 obr\/min na wysoko\u015bci 6\u00a0000 m. Dzi\u0119ki przynale\u017cno\u015bci do partii szed\u0142 szybko po szczeblach kariery. W 1941 roku, obroni\u0142 prace doktorsk\u0105 z zakresu wytrzyma\u0142o\u015bci konstrukcji silnik\u00f3w lotniczych. W 1942 roku, wys\u0142any na front jako starszy in\u017cynier 239 pu\u0142ku lotniczego 6 Armii Lotniczej. Ju\u017c w pa\u017adzierniku 1942 roku, trafi\u0142 do Ufy do Zak\u0142ad\u00f3w Lotniczych jako konstruktor do zespo\u0142u Klimowa. Od 1946 roku, by\u0142 g\u0142\u00f3wnym konstruktorem. W 1949 roku, w Kujbyszewie utworzono zak\u0142ad do\u015bwiadczalny Nr 2 przy fabryce Nr 276. Zostaje tam g\u0142\u00f3wnym dyrektorem. Po latach zak\u0142ad przyjmuje jego imi\u0119 \u2013 Biuro Projektowe Kuzniecowa. Dwukrotnie \u017conaty. Z pierwszego ma\u0142\u017ce\u0144stwa c\u00f3rka, z drugiego c\u00f3rka i syn. Zmar\u0142 w Moskwie w 1995 roku.<\/p>\n Literatura podaje 57 opracowanych pod kierunkiem Kuzniecowa silnik\u00f3w turboodrzutowych, turbo\u015bmig\u0142owych i rakietowych. Silniki opracowane w Ufie by\u0142y sygnowane literami NK. Do najbardziej znanych nale\u017cy turbo\u015bmig\u0142owy NK-12, kt\u00f3ry nap\u0119dza Tu-95 (Tu-20), Tu-114, An-22.<\/p>\n W 1956 roku, ruszy\u0142y prace nad pierwszym rosyjskim silnikiem dwuprzep\u0142ywowym, kt\u00f3ry oznaczono NK-4. Program przekszta\u0142ci\u0142 si\u0119 w silnik NK-6. W 1956 roku, w Ufie przyst\u0105piono do prac nad pot\u0119\u017cnym dwuprzep\u0142ywowym silnikiem z dopalaczem. By\u0142a to pierwsza tego typu konstrukcja w CCCP. Pierwsze testy przeprowadzono w maju 1958 roku. Silnik osi\u0105gn\u0105\u0142 ci\u0105g 22\u00a0000 kG. Testy w locie przeprowadzono na samolocie Tu-95 LL. Silnik planowano zastosowa\u0107 w bombowcu Tu-22. W 1963 roku, z bli\u017cej nieznanych przyczyn program porzucono.<\/p>\n Podstawowe dane silnika NK-6; ci\u0105g 22\u00a0000 kG, zu\u017cycie paliwa 1,7 kg\/kGh, d\u0142ugo\u015b\u0107 4,81 m bez dopalacza, \u015brednica 1,75 m, masa 3\u00a0200 kg, spr\u0119\u017c 13,6:1.<\/p>\n Silnik NK-8 by\u0142 pierwszym dwuprzep\u0142ywowym silnikiem konstrukcji Kuzniecowa, kt\u00f3ry trafi\u0142 do produkcji seryjnej i zosta\u0142 u\u017cyty do nap\u0119du samolot\u00f3w pasa\u017cerskich Tu-154 i I\u0142-62. Silnik zbudowano jako konstrukcja dwuprzep\u0142ywowa, dwu-wa\u0142owa, z odwracaczem ci\u0105gu, kt\u00f3ry odchyla strumie\u0144 gaz\u00f3w pod k\u0105tem 45 stopni do przodu. Baz\u0105 do opracowania silnika by\u0142 porzucony projekt NK-6 pozbawiony dopalacza. Z uwagi na brak wymagania lotu z pr\u0119dko\u015bci\u0105 nadd\u017awi\u0119kow\u0105, uproszczono pierwsze stopnie spr\u0119\u017carki. Uda\u0142o si\u0119 obni\u017cy\u0107 zu\u017cycie paliwa. Ci\u0105g silnika NK-8 wyni\u00f3s\u0142 9\u00a0500 kG.<\/p>\n Silniki trafi\u0142y do p\u0142atowca I\u0142-62. Pierwszy lot samolot pasa\u017cerski I\u0142-62 wykona\u0142 w dniu 2 stycznia 1963 roku i mia\u0142 w\u00f3wczas cztery silniki TRD AL-7 PB. By\u0142a to odmiana silnika stosowanego do nap\u0119du samolot\u00f3w nadd\u017awi\u0119kowych, bojowych Su-7\/9\/11, Tu-128. Jak pami\u0119tamy jest to silnik jedno-przep\u0142ywowy, jedno-wa\u0142owy i nie nadaje si\u0119 do nap\u0119du samolot\u00f3w pasa\u017cerskich dalekiego zasi\u0119gu. W tym czasie silnik TRDD NK-8-2 przechodzi\u0142 ju\u017c ostatnie testy. Pierwszy lot samolotu pasa\u017cerskiego I\u0142-62 z silnikami NK-8-2 odby\u0142 si\u0119 w dniu 24 kwietnia 1964 roku. By\u0142 to drugi prototyp samolotu. B\u0119d\u0105c przy samolocie I\u0142-62 to wspomnimy, \u017ce w dniu 13 marca 1969 roku, pierwszy lot wykona\u0142 samolot I\u0142-62 z silnikami So\u0142owiew D-30 KU, kt\u00f3re s\u0105 bardziej ekonomiczne i pozwala\u0142y na lot z Moskwy do New York bez mi\u0119dzyl\u0105dowania dla do-tankowania.<\/p>\n Trzy silniki Kuzniecow NK-8-2 zamontowano na prototypie samolotu Tu-154 A, kt\u00f3ry oblatano w 4 pa\u017adziernika 1968 roku. Mimo, \u017ce silniki te s\u0105 bardziej paliwo\u017cerne ni\u017c So\u0142owiow D-30 to samolot mia\u0142 lata\u0107 na kr\u00f3tszych trasach, gdzie zapas paliwa by\u0142 wystarczaj\u0105cy.<\/p>\n Silnik Kuzniecow NK-8 sk\u0142ad si\u0119 z: kierownic wlotowych, 4-stopniowa spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia (dwa pierwsze stopnie pracuj\u0105 w przep\u0142ywie gor\u0105cym i zimnym, czyli s\u0105 wentylatorami), 6-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia (trzeci stopie\u0144 jest podw\u00f3jny i oznaczany 3 i 3A), komory spalania pier\u015bcieniowa ze 139 dyszami paliwa, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 2-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia, dysza wylotowa, odwracacz ci\u0105gu, kt\u00f3ry nie jest montowany na wszystkich silnikach. Powszechnie uwa\u017ca si\u0119, \u017ce pier\u015bcieniowa komora spalania jest kopi\u0105 silnika J75 z samolotu U-2. Samolot ten w dniu 1 maja 1960 roku zosta\u0142 str\u0105cony nad CCCP i dok\u0142adnie przebadany. Przy ostatnim stopniu spr\u0119\u017carki jest pob\u00f3r powietrza do nap\u0119du pneumatycznego, instalacji ogrzewania i klimatyzacji, instalacji odladzania i innych. Mo\u017ce na przyk\u0142ad s\u0142u\u017cy\u0107 do uruchomienia innego silnika. Osprz\u0119t silnika i si\u0142ownik odwracacza ci\u0105gu umieszczono w dolnej cz\u0119\u015bci. Zbiornik oleju w bocznej-g\u00f3rnej cz\u0119\u015bci.\u00a0W celu zabezpieczenia silnika przed pompa\u017cem mi\u0119dzy spr\u0119\u017cark\u0105 niskiego i wysokiego ci\u015bnienia umieszczono regulowane kierownice strug powietrza uk\u0142ad \u0420\u041d\u0410 (rosyjskie litery). Uk\u0142ad ma dwie pozycje: otwart\u0105 i wyzwolon\u0105. Jest prze\u0142\u0105czany automatycznie, w zale\u017cno\u015bci od pr\u0119dko\u015bci lotu. Sterowaniem zawiaduje uk\u0142ad \u0410\u0423-8-4\u0423 (rosyjskie litery). Temperatura przed turbin\u0105 jest mierzona przy pomocy termopary. Zabezpieczeniem przed przegrzaniem silnika jest uk\u0142ad \u0420\u0422-12 (rosyjskie litery). Uk\u0142ad PT-12 (rosyjskie litery) do pu\u0142apu 5\u00a0000 m dzia\u0142a tylko jako alarm. Powy\u017cej 5\u00a0000 m jest automatem. Gdy temperatura wzrasta uk\u0142ad zamyka dop\u0142yw paliwa do silnika. Gdy temperatura nadal ro\u015bnie silnik jest wy\u0142\u0105czany. Wszystkie stany s\u0105 sygnalizowane odpowiednimi kontrolkami.<\/p>\n Silnik NK-8 ma ca\u0142kowity spr\u0119\u017c 10,8:1. Stopie\u0144 dwu-przep\u0142ywu wynosi 1:1. Ci\u0105g silnika NK-8-2 wynosi 10\u00a0500 kG przy 7\u00a0060 obr\/min i przy temperaturze na wylocie (za turbin\u0105) 630 stopni C. Max obroty turbiny 7\u00a0275 obr\/min. Max temperatura na wylocie 665 stopni C. Uruchomienie silnika trwa 10 sekund. Wzrost obrot\u00f3w od biegu ja\u0142owego do 95 % obrot\u00f3w trwa 6 sekund. D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika z odwracaczem ci\u0105gu wynosi 5,288 m, bez odwracacza ci\u0105gu 4,76 m. \u015brednica silnika wynosi 1,442 m. masa silnika suchego z odwracaczem ci\u0105gu wynosi 2\u00a0350 kg, mas silnika suchego bez odwracacza ci\u0105gu wynosi 2\u00a0100 kg. Silnik jest eksploatowany wed\u0142ug stanu technicznego. Wytrzyma\u0142o\u015b\u0107 czasowa komory spalania i turbin okre\u015bla si\u0119 na 5 lat. Ci\u0105g maksymalny silnika NK-8-4 wynosi 10\u00a0610 kG.<\/p>\n Pawe\u0142 Aleksandrowicz So\u0142owiew (\u041f\u0430\u0301\u0432\u0435\u043b \u0410\u043b\u0435\u043a\u0441\u0430\u0301\u043d\u0434\u0440\u043e\u0432\u0438\u0447 \u0421\u043e\u043b\u043e\u0432\u044c\u0451\u0432 1917-1996) by\u0142 jednym z konstruktor\u00f3w silnik\u00f3w lotniczych w CCCP. Przez wiele lat kierowa\u0142 biurem OKB-19 w Permie. Urodzi\u0142 si\u0119 we wsi Aleksino w obwodzie Iwanowskim. W 1934 roku, uko\u0144czy\u0142 9-klasow\u0105 szko\u0142\u0119 i zapisa\u0142 si\u0119 do Instytutu Lotnictwa w Rybi\u0144sku. Po jego uko\u0144czeniu w kwietniu 1940 roku do\u0142\u0105czy\u0142 do zespo\u0142u w OKB-19 w Permie (obecnie Biuro Silnik\u00f3w Lotniczych). Dzi\u0119ki przynale\u017cno\u015bci do partii pi\u0105\u0142 si\u0119 po stopniach kariery. W 1948 roku, by\u0142 zast\u0119pc\u0105 szefa projekt\u00f3w. W 1953 roku, zosta\u0142 g\u0142\u00f3wnym projektantem w OKB-19 w Permie. W 1981 roku zosta\u0142 g\u0142\u00f3wnym projektantem silnik\u00f3w lotniczych w CCCP.<\/p>\n Pod kierunkiem Paw\u0142a So\u0142owiewa prace nad nowym silnikiem ruszy\u0142y w 1955 roku. Zadaniem by\u0142o opracowanie silnika dla bombowca M-4, czego nie zrealizowano. W 1960 roku, powsta\u0142 silnik D-20, kt\u00f3ry postanowiono wykorzysta\u0107 w samolocie Tu-124 (pomniejszona wersja pasa\u017cerskiego Tu-104). By\u0142 to jeden z pierwszych silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych w CCCP. Zbudowano 700 (795) sztuk silnik\u00f3w D-20. W eksploatacji od 1962 do 1979 roku.<\/p>\n Silnik D-20 ma mas\u0119 1\u00a0468 kg, d\u0142ugo\u015b\u0107 3,304 m, \u015brednic\u0119 0,915 m. Ma ci\u0105g 5\u00a0500 kG. Ci\u0105g na wysoko\u015bci 11\u00a0000 m przy pr\u0119dko\u015bci przelotowej wynosi 1\u00a0150 kG. 3-stopniowa spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia (pierwszy stopie\u0144 pracuje jako wentylator w dw\u00f3ch przep\u0142ywach), 8-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, komora spalania z 12 puszkami p\u0142omieniowymi, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 2-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Stopie\u0144 dwu-przep\u0142ywu wynosi 1:1. Temperatura przed turbin\u0105 max 1 057 stopni C. Ca\u0142kowita kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 14:1. Przep\u0142yw powietrza 113 kg\/s. jednostkowe zu\u017cycie paliwa wynosi 0,88 kg \/ kG \u00b7 h przy starcie i 0,72 kg \/ kG \u00b7 h podczas przelotu. \u0141opatki spr\u0119\u017carki s\u0105 mocowane do dysku na zasadzie \u201ejask\u00f3\u0142czego ogona\u201d.<\/p>\n W dniu 29 lipca 1963 roku, pierwszy lot wykona\u0142 prototyp Tu-134 nap\u0119dzany silnikami So\u0142owiew D-20 o ci\u0105gu 2 x 52,9 kN (2 x 5 394,30 kG). Ju\u017c w tym czasie w Permie pracowano nad ulepszonym silnikiem, kt\u00f3ry otrzyma\u0142 oznaczenie D-30. Prace nad silnikiem TRDD (\u0422\u0443\u0440\u0431\u043e\u0440\u0435\u0430\u043a\u0442\u0438\u0432\u043d\u044b\u0439 \u0434\u0432\u0443\u0445\u043a\u043e\u043d\u0442\u0443\u0440\u043d\u044b\u0439 \u0434\u0432\u0438\u0433\u0430\u0442\u0435\u043b\u044c) So\u0142owiew D-30 ruszy\u0142y w 1963 roku. Celem by\u0142o zbudowanie nowego nap\u0119du dla samolotu Tu-134. Punktem wyj\u015bcia by\u0142 silnik D-20. W 1967 roku, silnik by\u0142 gotowy. Produkcja seryjna ruszy\u0142a w zak\u0142adach w Permie, a od 1972 roku w Rybi\u0144sku. W 1970 roku, opracowano drug\u0105 wersj\u0119, a w 1982 roku wersj\u0119 trzeci\u0105.<\/p>\n Dane silnika D-30: d\u0142ugo\u015b\u0107 silnika z odwracaczem ci\u0105gu wynosi 4,734 m, d\u0142ugo\u015b\u0107 silnika bez odwracacza ci\u0105gu wynosi 3,984 m, \u015brednica 1,05 m, masa silnika suchego 1\u00a0765 kg, ci\u0105g silnika wynosi 68,00 kN (6\u00a0934 kG). Ci\u0105g na wysoko\u015bci przelotowej 11\u00a0000 m z pr\u0119dko\u015bci\u0105 Ma-0,8 wynosi 14,22 kN (1\u00a0450 kG). Temperatura przed turbina wynosi 1\u00a0316 stopni C. Zu\u017cycie paliwa 0,77-0,79 kg\/kGh.<\/p>\n Silnik TRDD So\u0142owiew D-30 jest dwuprzep\u0142ywowy, dwu-wa\u0142owy. 3-stopniowa spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia pracuje w obiegu zimnym i gor\u0105cym, jako wentylator. 8-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, komora spalania, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 2-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Mo\u017ce mie\u0107 zamontowany odwracacz ci\u0105gu. Uruchamiany jest automatycznie spr\u0119\u017conym powietrzem. Poniewa\u017c silnik jest produkowany do chwili obecnej (2016 rok) zosta\u0142 wyposa\u017cony w elektroniczny system sterowania. Dla zainicjowania zap\u0142onu s\u0142u\u017c\u0105 dwie \u015bwiece. System olejowy automatyczny. Olej pracuje w uk\u0142adzie zamkni\u0119tym. Silnik pracuje na naftach typu: T-1, TC-1, PT.<\/p>\n Polskie samoloty Tu-134 by\u0142y wyposa\u017cone w: dwa silniki turbo-wentylatorowe So\u0142owjew D-30 w wersji Tu-134, o ci\u0105gu 2 x 64,5 kN lub w dwa silniki turbo-wentylatorowe So\u0142owjew D-30 II w wersji Tu-134 A, o ci\u0105gu 2 x 66,7 kN wyposa\u017cone w odwracacze ci\u0105gu. Jeden silnik podczas rejsowego lotu spala \u015brednio 1 178 litr\u00f3w na godzin\u0119, czyli 19,64 litr\u00f3w na minut\u0119. Aby przelecie\u0107 dystans 100 km jeden silnik potrzebuje \u015brednio 196 litr\u00f3w nafty lotniczej. S\u0105 to dane \u015brednie, ale uwzgl\u0119dniaj\u0105ce tak\u017ce start i l\u0105dowanie maszyny. Tankowanie samolotu odbywa\u0142o si\u0119 z autocysterny, kt\u00f3ra podje\u017cd\u017ca\u0142a przed prawe skrzyd\u0142o.<\/p>\n Rozruch silnik\u00f3w nast\u0119puje poprzez zewn\u0119trzny agregat rozruchowy umieszczony na podwoziu samochodu ci\u0119\u017carowego Zi\u0142. Samoch\u00f3d podje\u017cd\u017ca\u0142 ty\u0142em pod lewy silnik. Mo\u017cliwy jest tak\u017ce rozruch silnika D-30 II bez lotniskowych \u017ar\u00f3de\u0142 zasilania przy pomocy dodatkowego turbogeneratora APU umieszczonego w ogonie kad\u0142uba spr\u0119\u017conym powietrzem. Ten turbogenerator s\u0142u\u017cy tak\u017ce do wentylacji, ogrzewania i klimatyzacji kabiny. Wytwarza energi\u0119 elektryczn\u0105, kiedy nie pracuj\u0105 silniki g\u0142\u00f3wne. Takie urz\u0105dzenie umo\u017cliwia eksploatacje samolotu na lotniskach pozbawionych zaplecza technicznego. Samoloty PLL LOT przechodzi\u0142y przegl\u0105dy i remonty w Mi\u0144sku.<\/p>\n Jeszcze w 60-latach powsta\u0142a wersja D-30 KU (\u0414-30\u041a\u0423) i D-30 KP (\u0414-30\u041a\u041f)\u00a0 o wi\u0119kszym ci\u0105gu, przeznaczona do nap\u0119du samolot\u00f3w Tu-154, I\u0142-62, I\u0142-74. Zbudowano oko\u0142o 8\u00a0000 sztuk. Silnik nie tylko zosta\u0142 powi\u0119kszony ale tak\u017ce rozbudowany. 4-stopniowa spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia, 11-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, komora spalania, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 2-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Przy pi\u0105tym i sz\u00f3stym stopniu spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia umieszczono upust powietrza, kt\u00f3re pe\u0142ni\u0105 funkcje zabezpieczenia przeciw-pompa\u017cowego. Uk\u0142ad dzia\u0142a automatyczne powy\u017cej 79 % pr\u0119dko\u015bci obrotowej silnika. Te same wloty s\u0142u\u017c\u0105 do uruchamiania silnika spr\u0119\u017conym powietrzem z lotniskowego agregatu lub drugiego silnika. Po rozdzieleniu powietrza na kana\u0142 zimny i gor\u0105cy, a przed pierwszym stopniem spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia umieszczono regulowane kierownice aerodynamiczne. S\u0105 one sterowane automatycznie i spr\u0119\u017cone z uk\u0142adem przeciw-pompa\u017cowym. Silniki te by\u0142y pierwszymi silnikami w CCCP kt\u00f3re mia\u0142y wyra\u017anie wi\u0119kszy przep\u0142yw zimny w por\u00f3wnaniu do gor\u0105cego (2,54:1).<\/p>\n Podstawowe dane silnika D-30 KU: \u015brednica wentylatora 1\u00a0455 m, masa silnika suchego 2\u00a0305-2\u00a0320 kg, masa ca\u0142kowita 2\u00a0668-2\u00a0675 kg, przep\u0142yw powietrza 264-269 kg\/s. Ci\u0105g 105,72 kN (10\u00a0780 kG). Ci\u0105g na pr\u0119dko\u015bci przelotowej Ma-0,8 i pu\u0142apie 11\u00a0000 m wynosi 28,10 kN (2\u00a0865 kG). Zu\u017cycie paliwa 0,69-0,71 kg\/kGh. Stopie\u0144 dwu-przep\u0142ywu silnika wynosi 2,54:1.\u00a0Do nap\u0119du Polskich I\u0142-62 M wykorzystano silniki z biura So\u0142owiewa D-30 KU o ci\u0105gu 4 x 107,9 kN, (4 x 11 500 kG).<\/p>\n Liczne wersje silnika D-30 wynik\u0142y z jego dobrych charakterystyk, zw\u0142aszcza na tle silnika Kuzniecow NK-8. Wi\u0119kszy ci\u0105g, mniejsze zu\u017cycie paliwa, mniejsza awaryjno\u015b\u0107 oraz brak lepszej propozycji. Opracowano tak\u017ce wersj\u0119 poza-lotnicz\u0105 silnika do zastosowa\u0144 przemys\u0142owych.<\/p>\n Na bazie silnika D-30 opracowano silnik D-30F6 (\u0414-30\u04246) dla samolotu bojowego MiG-31, ale z silnikiem D-30 ma on niewiele wsp\u00f3lnego.<\/p>\n B\u0119d\u0105c przy silniku D-30 wspomnimy o g\u0142\u0119bokiej modernizacji silnika w ko\u0144cu 90-lat. W firmie Saturn opracowano wersj\u0119 oznaczon\u0105 D-30KP-3 \u201eBurlak\u201d (\u0414-30\u041a\u041f-3 \u201e\u0411\u0443\u0440\u043b\u0430\u043a\u201d). Zasadnicz\u0105 zmian\u0105 by\u0142o wprowadzenie nowego wentylatora. Ci\u0105g silnika wzr\u00f3s\u0142 o kolejne 9,81 kN (1\u00a0000 kG). Zu\u017cycie paliwa spad\u0142o o 11 %. Zmniejszy\u0142 si\u0119 ha\u0142as i emisja spalin.<\/p>\n Silnik Iwczenko AI-25 by\u0142 pierwszym silnikiem turboodrzutowym dwu-przep\u0142ywowym biura OKB-478. Nale\u017cy do silnik\u00f3w niedu\u017cego ci\u0105gu. Zosta\u0142 zamontowany w samolotach szkolno-treningowych Aero L-39 Albatros, transportowym Jak-40, rolniczym PZL M-15 Belfegor i by\u0142 planowany dla szkolno-treningowego Jak-30. Prace ruszy\u0142y z pocz\u0105tkiem 1965 roku. Pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w 1966 roku, a produkcj\u0119 podj\u0119to w 1967 roku. Silnik Iwczenko AI-25 najwi\u0119kszy sukces odni\u00f3s\u0142 nap\u0119dzaj\u0105c samolot Aero L-39 Albatros. Natomiast silnik bardzo s\u0142abo wypad\u0142 jako nap\u0119d samolot\u00f3w Jak-40, a to g\u0142\u00f3wnie za spraw\u0105 du\u017cego zu\u017cycia paliwa. Samolot wyposa\u017cony w trzy silniki Iwczenko AI-25 z nominalnym \u0142adunkiem ma zasi\u0119g zaledwie 600-800 km, co w por\u00f3wnaniu do konstrukcji Zachodnich by\u0142o wynikiem tragicznym. Silnik trafi\u0142 tak\u017ce do Chin.<\/p>\n Dane silnika Iwczenko AI-25 : silnik dwu-przep\u0142ywowy, jedno-wa\u0142owy (jedno-szpulowy). Silnik sk\u0142ada si\u0119 z 3-stopni spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 8-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania poprzedzonej 12 kierownicami, jednostopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia. Ci\u0105g max 14,7 kN (1 500 kG). Ci\u0105g nominalny 10,98 kN (1 120 kG). Silnik mo\u017ce mie\u0107 odwracacz ci\u0105gu. D\u0142ugo\u015b\u0107 3,35 m, \u015brednica >1,00 m. Masa silnika wynosi 290 kg i 350 kg z odwracaczem ci\u0105gu. Silnik ma systemy przeciw-poma\u017cowy, przeciwpo\u017carowy i odladzane wloty powietrza gondoli. Ka\u017cdy z silnik\u00f3w ma indywidualn\u0105 instalacj\u0119 olejow\u0105. Olej ch\u0142odzony jest w wymienniku ciep\u0142a ch\u0142odzony przez paliwo p\u0142yn\u0105ce do silnika. Do jego budowy wykorzystano tytan, aluminium, magnez. W samolocie Jak-40 dla rozruchu silnik\u00f3w wykorzystywany jest silnik turbinowy, rozruchowy AI-9, zabudowany nad kad\u0142ubem w owiewce chwytu powietrza do \u015brodkowego silnika. Jego wylot umieszczony jest po prawej stronie usterzenia pionowego.<\/p>\n Opracowa\u0142 Karol Placha Hetman<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":" Pompa\u017c jest zaburzeniem przep\u0142ywu powietrza przez zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy. Mo\u017ce wyst\u0105pi\u0107 zar\u00f3wno na pierwszym stopniu spr\u0119\u017carki jak na kolejnych stopniach. W pewnych warunkach, kt\u00f3re nie jest trudno wywo\u0142a\u0107, powstaje pulsacja ci\u015bnienia i szybkie zmiany nat\u0119\u017cenia przep\u0142ywu powietrza. To pulsowanie ma niewielk\u0105 cz\u0119stotliwo\u015b\u0107, ale du\u017c\u0105 amplitud\u0119. Zwykle rozpoczyna si\u0119 od niemo\u017cliwo\u015bci przep\u0142ywu przez silnik pewnej masy powietrza. W efekcie silnik si\u0119 zatrzymywa\u0142. W pierwszych samolotach z tego typu nap\u0119dem zwykle silnikowi zaczyna\u0142o brakowa\u0107 powietrza, kiedy samolot wpada\u0142 w korkoci\u0105g lub wykonywa\u0142 ze\u015blizg na skrzyd\u0142o. W\u00f3wczas chwyt powietrza by\u0142 ustawiony pod du\u017cym k\u0105tem w stosunku do nap\u0142ywaj\u0105cego powietrza i tego powietrza do silnika dostawa\u0142o si\u0119 ma\u0142o. Figury te w locie by\u0142y zabronione.<\/p>\n","protected":false},"author":2,"featured_media":0,"comment_status":"closed","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"footnotes":""},"categories":[15],"tags":[],"class_list":["post-474","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-artykuly"],"_links":{"self":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/474","targetHints":{"allow":["GET"]}}],"collection":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts"}],"about":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/types\/post"}],"author":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/users\/2"}],"replies":[{"embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fcomments&post=474"}],"version-history":[{"count":1,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/474\/revisions"}],"predecessor-version":[{"id":1914,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/474\/revisions\/1914"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fmedia&parent=474"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fcategories&post=474"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Ftags&post=474"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}Inne ograniczania pierwszych silnik\u00f3w turboodrzutowych.<\/h3>\n
General Electric J47. 1947 rok.<\/h3>\n
Silniki turboodrzutowe nap\u0119dzane energi\u0105 j\u0105drow\u0105.<\/h3>\n
Silnik turboodrzutowy dwu-wa\u0142owy.<\/h3>\n
Bristol Olimpus. 1950 rok.<\/h3>\n
Pratt & Whitney J57. 1950 rok.<\/h3>\n
Pratt & Whitney JT3D \/ TF33. 1957 rok.<\/h3>\n
Pratt & Whitney J52. 1955 rok.<\/h3>\n
General Electric J79.<\/h3>\n
RD-11\/R-11. 1955 rok.<\/h3>\n
Silniki turboodrzutowe dwu-przep\u0142ywowe.<\/h3>\n
Rolls-Royce Conway. 1952 rok.<\/h3>\n
Silniki dwuprzep\u0142ywowe w CCCP.<\/h3>\n
Nika\u0142aj Dimitriewicz Kuzniecow.<\/h3>\n
Pawe\u0142 Aleksandrowicz So\u0142owiew.<\/h3>\n
Iwczenko AI-25.<\/h3>\n