Podzia\u0142 silnik\u00f3w turboodrzutowych na wojskowe i cywilne.<\/h3>\n
Pocz\u0105tek 60-lat XX wieku to wyra\u017any podzia\u0142 silnik\u00f3w turboodrzutowych na silniki dla samolot\u00f3w bojowych (my\u015bliwce i rozpoznawcze), kt\u00f3re osi\u0105gaj\u0105 pr\u0119dko\u015bci nadd\u017awi\u0119kowe oraz na silniki dla samolot\u00f3w pasa\u017cerskich i transportowych. By\u0142o to spowodowane r\u00f3\u017cnymi parametrami technicznymi. Problem ten narasta\u0142 stopniowo. Okaza\u0142o si\u0119, \u017ce samoloty bojowe wymagaj\u0105 silnik\u00f3w, kt\u00f3re zapewni\u0105 statkowi powietrznemu pr\u0119dko\u015b\u0107 nadd\u017awi\u0119kow\u0105. Natomiast ci\u0119\u017ckie samoloty transportowe wymagaj\u0105 silnik\u00f3w o du\u017cym ci\u0105gu i ma\u0142ym zu\u017cyciu paliwa, przy braku wymogu osi\u0105gania pr\u0119dko\u015bci wi\u0119kszej ni\u017c Ma 1.<\/p>\n
Tuma\u0144ski R-15B-300. 1958 rok.<\/h3>\n
Zaczniemy od silnika, kt\u00f3rego nie mo\u017ce zabrakn\u0105\u0107 w tym opracowaniu, a mowa jest o silniku Tuma\u0144ski R-15B-300. Dwa takie silniki zapewni\u0142y my\u015bliwcowi MiG-25 pr\u0119dko\u015b\u0107 Ma=3,2. Do chwili obecnej samolot MiG-25 jest uznawany za najszybszy my\u015bliwiec seryjny \u015bwiata. To prawda, \u017ce samolot SR-71 by\u0142 szybszy od niego, ale ka\u017cdy jego lot wymaga\u0142 d\u0142ugiego i skomplikowanego przygotowania. Natomiast samolot MiG-25 s\u0142u\u017cy\u0142 w zwyk\u0142ych pu\u0142kach lotniczych i w ka\u017cdej chwili by\u0142 w stanie osi\u0105gn\u0105\u0107 chwilow\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107 Ma=3.<\/p>\n
Silnik R-15-300 zosta\u0142 opracowany w zespole, na kt\u00f3rego czele sta\u0142 Siergiej Tuma\u0144ski. Silnik mia\u0142 by\u0107 stosowany w bezpilotowych samolotach opracowywanych w zespole Andreja Tupolewa, takich jak Tu-121. W zasadzie by\u0142 to pocisk startuj\u0105cy z wyrzutni, wspomagany rakietowymi silnikami startowymi. Pocisk mia\u0142 lecie\u0107 z pr\u0119dko\u015bci\u0105 nawet Ma 7 i na pu\u0142apie 20 000 – 50 000 m. Pocisk m\u00f3g\u0142 posiada\u0107 g\u0142owice bojow\u0105 w postaci bomby atomowej (j\u0105drowej). Prace nad pociskami ruszy\u0142y w 1957 roku. Po sukcesach radzieckich pocisk\u00f3w rakietowych, program Tu-121 przekszta\u0142cono w Tu-123, kt\u00f3ry by\u0142 bezpilotowym samolotem rozpoznawczym.<\/p>\n
Prace nad silnikiem R-15-300 ruszy\u0142y prawdopodobnie w 1957 roku, a pierwsze jego uruchomienie mog\u0142o nast\u0105pi\u0107 w 1959 roku. Silnik budowano g\u0142\u00f3wnie ze stali. W miejscach gdzie wyst\u0119puj\u0105 najwy\u017csze temperatury zastosowano posrebrzanie. W silniku nie zastosowano tytanu i niklu, bo rosjanie jeszcze nie opanowali technologi ich obr\u00f3bki. Drugim wyt\u0142umaczeniem jest to, \u017ce silnik mia\u0142 by\u0107 turbin\u0105 do jednorazowego u\u017cytku, wi\u0119c jego koszt nie powinien by\u0107 zbyt wysoki. Silnik ma bardzo prost\u0105 konstrukcj\u0119. Jest to jedno-przep\u0142ywowa, pojedyncza turbina, wyposa\u017cona w dopalacz. Ale o tym \u015bwiat dowiedzia\u0142 si\u0119 w po ucieczce oficera, pilota armii czerwonej Wiktora Bielenki w dniu 6 wrze\u015bnia 1976 roku, do Japonii, samolotem MiG-25.<\/p>\n
W 1961 roku, na eksperymentalnym samolocie Mikojan E-166 ustanowiono kilka \u015bwiatowych rekord\u00f3w, w tym pr\u0119dko\u015b\u0107 maksymalna na bazie 15-25 km wynikiem 2 681,0 km\/h. W czasie bicia innych rekord\u00f3w samolot chwilowo osi\u0105ga\u0142 pr\u0119dko\u015b\u0107 2 730 km\/h. Samolot by\u0142 nap\u0119dzany jednym silnikiem turboodrzutowym. W dokumentacji radzieckiej przes\u0142anej do FAI, celem zatwierdzenia rekord\u00f3w, silnik oznaczono jako TRD P.166. Jest to nazwa niewiele m\u00f3wi\u0105ca, gdy\u017c TRD oznacza turbo-reaktywnyj-dwigatiel, czyli silnik turboodrzutowy. W rzeczywisto\u015bci by\u0142 to silnik R-15-300 (przypomnijmy, \u017ce cyfra 300 oznacza numer zak\u0142adu produkcyjnego). We wspomnianej dokumentacji ci\u0105g silnika okre\u015blono na 98,07 kN.<\/p>\n
Samolot Mikojan E-166 mia\u0142 tak\u017ce odmian\u0119 oznaczon\u0105 Mikojan E-150, kt\u00f3ry by\u0142 nap\u0119dzany dwoma silnikami R-11-300, kt\u00f3re zasila\u0142y pierwsze wersje samolot\u00f3w MiG-21. Samolot E-150 nie odni\u00f3s\u0142 takich sukces\u00f3w jak E-166 i jego nast\u0119pca E-266, p\u00f3\u017aniejszy MiG-25.<\/p>\n
Silnik R-15-300 wci\u0105\u017c dopracowywano, tak \u017ce po wprowadzeniu do s\u0142u\u017cby my\u015bliwc\u00f3w MiG-25 mia\u0142y ju\u017c ci\u0105g 2 x 73,5 kN bez dopalania i 2 x 110 kN z dopalaniem. Zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy pozwala\u0142 na rozwijanie pr\u0119dko\u015bci maksymalnej Ma=3,2. Silniki maj\u0105 bardzo du\u017ce zu\u017cycie paliwa, szczeg\u00f3lnie na ma\u0142ych pu\u0142apach, a przez to zasi\u0105g jest niewielki. Samoloty nie mia\u0142y instalacji do pobierania paliwa w locie.<\/p>\n
Dane silnika R-15-300: silnik jedno-przep\u0142ywowy, jedno-szpulowy z dopalaczem. D\u0142ugo\u015b\u0107 6,26 m, \u015brednica 1,51 m, masa 2 454 kg. Spr\u0119\u017carka osiowa 5-stopniowa, komora spalania, pojedyncza turbina. Paliwo JP56-77. Ci\u0105g 73,5 kN bez dopalania i 110 kN z dopalaniem. Kompresja spr\u0119\u017carki 4,75:1. Temperatura przed turbin\u0105 942 stopnie C. Zu\u017cycie paliwa 127 kg\/[h\u00b7kN] (1.25 lb\/[h\u00b7lbf]) \u2013 bez dopalania oraz 275 kg\/[h\u00b7kN] (2.70 lb\/[h\u00b7lbf]) \u2013 z dopalaniem. W celu obni\u017cenia temperatury powietrza w spr\u0119\u017carce zastosowano wtrysk mieszaniny metanolu z wod\u0105, kt\u00f3ry jest uruchamiany automatycznie przy pr\u0119dko\u015bci oko\u0142o Ma 1,5 – 2.<\/p>\n
Tuma\u0144ski R-29-300. 1972 rok.<\/h3>\n
Z pocz\u0105tkiem 60-lat w CCCP zdecydowano o budowie silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych przeznaczonych dla samolot\u00f3w bojowych. W zespole Tuma\u0144skiego przyst\u0105piono do pracy nad programem Izdielienie 55. Najpierw powsta\u0142 silnik R-27-300, kt\u00f3ry powsta\u0142 w 1966 roku. Silnik u\u017cyto w samolotach MiG-23 DPD i pierwszych wersjach samolt\u00f3w MiG-23. P\u00f3\u017aniej powsta\u0142 silnik R-29-300, kt\u00f3rego testy w powietrzu przeprowadzono w 1972 roku. Silnik Tuma\u0144ski R-29-300 dedykowano samolotom bojowym MiG-23, MiG-27, Su-17, Su-22, Su-24, chocia\u017c nabywcom zagranicznym zamiennie oferowano tak\u017ce jedno-przep\u0142ywowe silniki AL-21. Dostosowaniem silnika do r\u00f3\u017cnych typ\u00f3w samolot\u00f3w zajmowa\u0142 si\u0119 \u041a. \u0420. \u0425\u0430\u0447\u0430\u0442\u0443\u0440\u043e\u0432.<\/p>\n
Silnik Tuma\u0144ski R-29-300 powsta\u0142 w kilku podstawowych odmianach. Silniki ma d\u0142ugo\u015b\u0107 4,99 m, \u015brednic\u0119 0,968 m, mas\u0119 1 777 kg. Silnik ma ci\u0105g 8 250 kG bez dopalania i 11 500 kG z dopalaniem. Silnik posiada 5-stopniow\u0105 spr\u0119\u017cark\u0119 niskiego ci\u015bnienia (pierwszy i drugi stopie\u0144 wykonano z tytanu, pozosta\u0142e ze stali \u017carowytrzyma\u0142ej), 6-stopniow\u0105 spr\u0119\u017cark\u0119 wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniow\u0105 komor\u0119 spalania z 18 wtryskiwaczami, 1-stopniow\u0105 turbin\u0119 wysokiego ci\u015bnienia, 1-stopniow\u0105 turbin\u0119 niskiego ci\u015bnienia i dopalacz. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 12,2:1 (13:1). przep\u0142yw powietrza przez silnik wynosi 105 kg\/s. Zu\u017cycie paliwa 0,78 kg\/kGh bez dopalania i 1,80 kg\/kGh z dopalaniem, inaczej 0,9 \u2013 1,2 kg\/daN\/h bez dopalania , a z dopalaniem 1,5 \u2013 2,0 kg\/daN\/h. Temperatura gaz\u00f3w przed turbin\u0105 wynosi 1 150 stopni C. Silnik posiada system automatycznego utrzymywania sta\u0142ej temperatury gaz\u00f3w za turbin\u0105 w danym re\u017cimie. Dopalacz o d\u0142ugo\u015bci oko\u0142o 1,5 m z trzema rz\u0119dami wtryskiwaczy. Silnik ko\u0144czy regulowana dysza zbudowana z 18 klapek poruszanych hydraulicznie. Uruchamianie silnika na ziemi turbo-rozrusznikiem TS-21 (rosyjskie TC-21). Paliwo nafta T-1, TS-1, RT. Olej IPM-10 lub syntetyczny WNII-50. Resurs silnika wynosi 900 \u2013 1500 godzin w zale\u017cno\u015bci od serii produkcyjnej. Okres mi\u0119dzyremontowy 350 \u2013 450 godzin.<\/p>\n
Standardowo silnik uruchamiany jest rozrusznikiem TS-21 (TC-21). W locie, rozruch silnika odbywa si\u0119 z autorotacji. Na du\u017cych wysoko\u015bciach, gdzie powietrze jest rozrzedzone, tlen z butli wspomaga rozruch. Ca\u0142y uk\u0142ad olejenia zamontowany jest na silniku. Silnik jest przystosowany do lot\u00f3w z du\u017cymi pr\u0119dko\u015bciami na ma\u0142ych wysoko\u015bciach.<\/p>\n
Silniki Tuma\u0144ski R-29-300 s\u0105 produkowane w Ufie w G\u00f3rach Ural, a mog\u0105 by\u0107 remontowane w zak\u0142adzie Nr 570 \u0415\u0439\u0441\u043a\u0435 nad Morzem Czarnym.<\/p>\n
Klimow RD-33. 1972 rok.<\/h3>\n
Przepa\u015b\u0107 technologiczna mi\u0119dzy Zachodem a Wschodem systematyczne si\u0119 powi\u0119ksza\u0142a. W CCCP postanowiono zmniejszy\u0107 ten dystans poprzez opracowanie nowego silnika turboodrzutowego, dwuprzep\u0142ywowego i dwu-wa\u0142owego. Zadanie zlecono fabryce \u201e\u0417\u0430\u0432\u043e\u0434 \u0438\u043c.\u00a0\u0412.\u00a0\u042f.\u041a\u043b\u0438\u043c\u043e\u0432\u0430\u201d W\u0142adimira Klimowa w 1968 roku. Silnik oznaczono RD-33 i od razu by\u0142 dedykowano lekkiemu samolotowi bojowemu, kt\u00f3rym sta\u0142 si\u0119 MiG-29. Silnik RD-33 by\u0142 pierwszym silnikiem w CCCP dwu-przep\u0142ywowym i dwu-wa\u0142owym dla samolot\u00f3w bojowych.<\/p>\n
W za\u0142o\u017ceniach silnik RD-33 mia\u0142 mie\u0107 ci\u0105g max 9 000 kG z doplaniem. Mia\u0142 by\u0107 dwu-przep\u0142ywowy, dwu-wa\u0142owy, z dopalaniem i regulowan\u0105 dysz\u0105 wylotow\u0105. W dopalaczu powinien nastepowa\u0107 proces mieszania przep\u0142ywu goracego z zimnym. Konstrukcja modu\u0142owa.<\/p>\n
Pierwsze uruchomienie silnika RD-33 na hamowni nast\u0105pi\u0142o w 1972 roku. Pr\u00f3by trwa\u0142y niemal 10 lat. Produkcj\u0119 seryjn\u0105 uruchomiono w 1981 roku.<\/p>\n
Poniewa\u017c silnik by\u0142 dedykowany jako nap\u0119d my\u015bliwca MiG-29 dlatego zdeterminowa\u0142o to kilka element\u00f3w. Samolot ma uk\u0142ad nap\u0119dowy dwu-silnikowy, aby zwi\u0119kszy\u0107 bezpiecze\u0144stwo powrotu na lotnisko. Bo samolot z uszkodzonym jednym silnikiem, a sprawnym drugim i tak nie wykona zadania bojowego. Dopalacz silnika ma odchylon\u0105 o\u015b nieco w d\u00f3\u0142, aby cz\u0119\u015b\u0107 ci\u0105gu silnika wykorzysta\u0107 dla wytwarzania si\u0142y no\u015bnej. Podczas ko\u0142owania i rozbiegu, gdy przednie ko\u0142o dotyka powierzchni ziemi, w celu zabezpieczenia silnik\u00f3w przed zassaniem cia\u0142a obcego wloty powietrza s\u0105 zamkni\u0119te specjalnymi p\u0142ytami (sterowane przez uk\u0142ad ARW-29D), a powietrze jest zasysane za pomoc\u0105 specjalnych \u017caluzji umieszczonych na g\u00f3rnej powierzchni p\u0142ata. Jest to bardzo oryginalne, skuteczne i nigdzie indziej nie zastosowane rozwi\u0105zanie. Dwa silniki RD-33 posiadaj\u0105ce \u0142\u0105cznie wysoki ci\u0105g, da\u0142y maszynie bardzo dobre charakterystyki rozp\u0119dzania. Stosunek ci\u0105gu do masy ca\u0142kowitej wynosi 1,2 : 1. Nawet przy pr\u0119dko\u015bci 400 km\/h przy w\u0142\u0105czeniu dopalacza mo\u017ce swobodnie realizowa\u0107 p\u0119tl\u0119 czy imellmanna, bez obawy o gwa\u0142town\u0105 utrat\u0119 pr\u0119dko\u015bci. Rozp\u0119dzanie w locie poziomym z 600 do 1 100 km\/h trwa 13,5 sekundy, a od 1 100 do 1 300 km\/h dalsze 8,7 s. Na poziomie morza wznoszenie osi\u0105ga 330 m\/s, a na wysoko\u015bci 11 000 m wynosi jeszcze 180 m\/s. Zastosowanie dopalacza podczas startu z lotniska pozwala na osi\u0105gni\u0119cie tylko 250-350 metr\u00f3w rozbiegu. Cz\u0119\u015bciej jednak praktykuje si\u0119 start bez dopalacza wtedy rozbieg wzrasta do 650-750 m. Dobieg bez spadochronu hamuj\u0105cego wynosi 900-950 m, ze spadochronem 650-750 m. S\u0142abym punktem samolotu MiG-29 okaza\u0142 si\u0119 jego zasi\u0119g, co by\u0142o do przewidzenia. W konfiguracji g\u0142adkiej maszyna osi\u0105ga tylko 1 430 km. W zwi\u0105zku z tym, podwiesza si\u0119 dodatkowe zbiorniki pod skrzyd\u0142ami 2 x 1 150 litr\u00f3w i pod kad\u0142ubem 1 x 870 litr\u00f3w. Zasi\u0119g wzrasta do 2050 km.<\/p>\n
Silnik RD-33 dzia\u0142a niezawodnie w ca\u0142ym zakresie pr\u0119dko\u015bci i wysoko\u015bci lotu MiG-29, w tym z u\u017cyciem pocisk\u00f3w rakietowych i uzbrojenia lufowego. Silnik pozwala rozp\u0119dzi\u0107 samolot MiG-29 do pr\u0119dko\u015bci Ma 2,35.<\/p>\n
Wed\u0142ug radzieckich materia\u0142\u00f3w \u017ar\u00f3d\u0142owych w 1988 roku, na 1 godzin\u0119 lotu przypada\u0142o 8 godzin serwisu. Po rozpadzie CCCP sytuacja si\u0119 pogorszy\u0142a i w 1995 roku na 1 godzin\u0119 lotu przypada\u0142o 19 godzin serwisu. W 1988 roku, wed\u0142ug danych radzieckich \u015bredni remont by\u0142 przeprowadzany co 350 godzin, a remont kapitany co 1 400 godzin. Czas ten ulega\u0142 systematycznemu wyd\u0142u\u017caniu. Powodem jednak nie by\u0142a doskona\u0142a jako\u015b\u0107 silnik\u00f3w, ale ogromne ob\u0142o\u017cenie remontami zak\u0142ad\u00f3w w CCCP. Indie za jeden remont silnika RD-33 w 1995 roku, p\u0142aci\u0142y 480 tys US$. Warto zaznaczy\u0107, \u017ce CCCP zawsze gotowa\u0142 si\u0119 do wojny z NATO. Dlatego, w magazynach w ogromnych ilo\u015bciach w skrzyniach by\u0142y gotowe do szybkiego zmontowania ca\u0142e samoloty MiG-29, a w kolejnych skrzyniach ca\u0142e silniki RD-33. Lecz nie by\u0142o zapas\u00f3w cz\u0119\u015bci zamiennych do samolot\u00f3w i silnik\u00f3w. Nie by\u0142o tak\u017ce dobrze wyszkolonych technik\u00f3w.<\/p>\n
Silnik RD-33 sk\u0142ada si\u0119 z 4-stopniowej spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 9-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, dopalacza i regulowanej dyszy wylotowej. Nie ma kierownic na wlocie do silnika. Spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia na pierwszych trzech-stopniach posiada regulowane kierownice stojana. Ci\u0105g silnika 49,92 kN bez doplania i 81,38 kN z doplanaiem. Zu\u017cycie paliwa 0,079 kg\/N\/h bez dopalania i 0,210 kg\/N\/h z doplanaiem. D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika wynosi 4,23 m, maksymalna \u015brednica 1,0 m, a masa silnika suchego 1 055 kg. Wymiana silnika trwa oko\u0142o 1 godziny. \u017bywotno\u015b\u0107 350 godzin. Temperatura gaz\u00f3w przed turbin\u0105 osi\u0105ga 1 400 stopni C. Stosunek przep\u0142ywu zimnego do goracego wynosi 0,4:1. Przep\u0142yw powietrza przez silnik wynosi 76 kg\/s. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 20:1. Silnik niezak\u0142\u00f3cenie pracuje do pu\u0142apu 17 000 m. Silnik ma budow\u0119 modulow\u0105, kt\u00f3ra sk\u0142ada si\u0119 z jedenastu modu\u0142\u00f3w.<\/p>\n
Wersja silnika RD-33 D (R-33 D) ma ci\u0105g 2 x 50,03 kN (2 x 5 100 kG), a z dopalaniem 2 x 81,42 kN (2 x 8 300 kG). Wersja silnika RD-33 K i kolejne otrzyma\u0142y cyfrowe uk\u0142ady sterowania silnikiem (DEEC). Silnik\u00f3w RD-33 zbudowano ponad 5 000 egzemplarzy. Budowano je w Moskwie (Kubianka) i Omsku. Licencj\u0119 sprzadano Indiom. Silniki RD-33 produkowano tak\u017ce w Chinach.<\/p>\n
Silnik RD-93 jest g\u0142\u0119bok\u0105 modernizacj\u0105 silnika RD-33. W silniku zastsowano tak\u017ce wektorowanie ci\u0105gu. Silnik RD-93 zosta\u0142 opracowany w pa\u0144stwie moskiewskim przez biuro Klimowa dla chi\u0144skiego mysliwca FC-1 Fighter, znany w Pakistanie jako JF-17 Thunder. Silnik RD-93 ma d\u0142ugo\u015b\u0107 4,25 m, \u015brednic\u0119 1,04 m, mas\u0119 1 055 kg. Ci\u0105g silnika wynosi 50,00 kN bez dopalania i 81,30 kN z dopalaniem.<\/p>\n
Pratt & Whitney J58.<\/h3>\n
Silnik Pratt & Whitney J58 to jeden z najbardziej niezwyk\u0142ych silnik\u00f3w turboodrzutowych w historii lotnictwa. Silnik ten jest niezwyk\u0142y dlatego, \u017ce pozwoli\u0142 pilotowanym i niepilotowanym statkom powietrznym osi\u0105ga\u0107 pr\u0119dko\u015b\u0107 Ma > 3.<\/p>\n
Silnik Pratt & Whitney J58 nosi\u0142 fabryczne oznaczenie JT11D-20 oraz Martin P6M z uwagi na mo\u017cliwo\u015b\u0107 u\u017cycia w \u0142odzi lataj\u0105cej Lockheed o pr\u0119dko\u015bci Ma 3. Silnik zosta\u0142 stworzony dla samolotu bojowego A-12, nast\u0119pnie przekszta\u0142conego w YF-12, aby ostatecznie sta\u0107 si\u0119 rozpoznawczym SR-71. Silnik zosta\u0142 opracowany jako jedno-wa\u0142owy z dopalaczem. Jego unikaln\u0105 cech\u0105 jest pobranie cz\u0119\u015bci powietrza ze spr\u0119\u017carki i skierowania go bezpo\u015brednio do dopalacza. Dlatego w wielu starszych publikacjach silnik okre\u015blany by\u0142 jako turbinowo-strumieniowy. Projektowo ci\u0105g silnika okre\u015blono na 25\u00a0000 lbf (111,21 kN) \u201ena sucho\u201d bez dopalania i 34\u00a0000 lbf (151,24 kN) \u201ena mokro\u201d z dopalaniem.<\/p>\n
Nie jest prawd\u0105, \u017ce silnik zosta\u0142 zaprojektowany zupe\u0142nie od podstaw. Jego baz\u0105 by\u0142 silnik JT9 (J91), w kt\u00f3rym postanowiono zwi\u0119kszy\u0107 przep\u0142yw masowy powietrza z 300 lb\/s do 400 lb\/s. Silnik otrzyma\u0142 w\u00f3wczas oznaczenie JT11 \/ J58 i by\u0142 projektowany jako nap\u0119d dla samolot\u00f3w US NAVY. Tym projektem firma Pratt & Whitney pr\u00f3bowa\u0142a zainteresowa\u0107 USAF i US NAVY proponuj\u0105c silnik do nap\u0119du samolot\u00f3w Convair F-106, North American F-108, Convair B-58 C, Vought XF8U-3 Crusader III oraz North American A3J Vigilante. To nigdy nie nast\u0105pi\u0142o.<\/p>\n
Kiedy silnikiem zainteresowa\u0142a si\u0119 firma Lockheed poszukuj\u0105c nap\u0119du dla samolotu A-12, kt\u00f3ry stale mia\u0142 utrzymywa\u0107 pr\u0119dko\u015b\u0107 oko\u0142o Ma=3,2 okaza\u0142o si\u0119, \u017ce silnik JT11 \/ J58 trzeba g\u0142\u0119boko zmodyfikowa\u0107. Modyfikacja mia\u0142a polega\u0107 na tym, aby silnik musia\u0142 wytrzyma\u0107 d\u0142ugotrwa\u0142e wysokie temperatury towarzysz\u0105ce tak wielkiej pr\u0119dko\u015bci lotu. Zadanie okaza\u0142o si\u0119 bardzo trudne i wi\u0105za\u0142o si\u0119 z opracowaniem specjalnego paliwa.<\/p>\n
Jak pami\u0119tamy z poprzednich rozdzia\u0142\u00f3w, sprawno\u015b\u0107 turbiny ro\u015bnie wraz ze wzrostem r\u00f3\u017cnicy temperatur mi\u0119dzy powietrzem na wlocie, a powietrzem przed komor\u0105 spalania. Przy pr\u0119dko\u015bci Ma=3,2 temperatura powietrza na wlocie wyniesie oko\u0142o 800 stopni F (427 stopni C). Z tego powodu narodzi\u0142 si\u0119 pomys\u0142 pobrania cz\u0119\u015bci powietrza ze spr\u0119\u017carki, w rejonie od czwartego do sz\u00f3stego stopnia spr\u0119\u017carki i bezpo\u015bredniego skierowania do dopalacza. Technicznie zosta\u0142o to zrealizowane poprzez sze\u015b\u0107 rur umieszczonych na obwodzie silnika. To rozwi\u0105zanie spowodowa\u0142o, \u017ce silnik okre\u015blono jako turbo-ramjet, czyli turbinowo-strumieniowy. Bay-basy podejmuj\u0105 prac\u0119 przy pr\u0119dko\u015bci lotu Ma>2. W innych konstrukcjach, jak na przyk\u0142ad silnik samolotu MiG-25 w celu obni\u017cenia temperatury powietrza w spr\u0119\u017carce zastosowano wtrysk mieszaniny metanolu z wod\u0105. Podobne rozwi\u0105zanie miano zastosowa\u0107 w silniku samolotu F-108 o pr\u0119dko\u015bci Ma=3.<\/p>\n
Bardzo wa\u017cnym zagadnieniem by\u0142o przygotowanie powietrza na drodze od sto\u017cka wlotowego do pierwszy stopie\u0144 spr\u0119\u017carki silnika. Zastosowano uk\u0142ad specjalnych klap upustowych i wpustowych powietrza. Ich regulacja spowodowa\u0142a, \u017ce spr\u0119\u017carka pracuje poprawnie mimo wysokiej temperatury powietrza. Powietrze w kanale dolotowym jest wyhamowywane do pr\u0119dko\u015bci Ma 0,4-0,5.<\/p>\n
Powietrze pobrane ze spr\u0119\u017carki i skierowane do dopalacza ma dwie drogi. Pierwsz\u0105 z nich jest zmieszanie si\u0119 ze spalinami po przej\u015bciu ich przez turbin\u0119 i utlenienie dodatkowej porcji paliwa w dopalaczu. Drug\u0105 drog\u0105 jest op\u0142yw dopalacza z zewn\u0105trz i w ten spos\u00f3b sch\u0142adzanie go.<\/p>\n
Komora spalania, turbina oraz dopalacz zosta\u0142y pokryte pow\u0142ok\u0105 ceramiczn\u0105, kt\u00f3ra wytrzymuje temperatur\u0119 do oko\u0142o 3\u00a0200 stopni F (1\u00a0760 stopni C).<\/p>\n
Sterowanie silnika polega tak\u017ce na r\u00f3\u017cnicowaniu ilo\u015bci podawanego paliwa do komory spalania i do dopalacza. Czym wi\u0119ksza pr\u0119dko\u015b\u0107 lotu tym wi\u0119cej paliwa jest podawane do dopalacza, a mniej do komory spalania. Podczas startu komora spalania dostaje 100 % paliwa, a dopalacz zero. Podczas lotu z pr\u0119dko\u015bci\u0105 Ma=3,2 do komory spalania trafia 8-10 % paliwa, a dopalacza 90 %, przy czym turbina generuje oko\u0142o 20 % ci\u0105gu, a dopalacz a\u017c 80 %.<\/p>\n
Istotnym dla rozruchu silnika okaza\u0142o si\u0119, \u017ce silnik jest w stanie pracowa\u0107 na biegu ja\u0142owym zaledwie przy 3\u00a0200 obr\/min. Jest to o tyle istotne, \u017ce u\u0142atwia rozruch silnika, wykluczaj\u0105c na przyk\u0142ad konieczno\u015b\u0107 stosowania dw\u00f3ch r\u00f3\u017cnych rodzaj\u00f3w paliwa lub rozrusznik\u00f3w wysokoobrotowych. Silnik uruchamiany jest przez rozrusznik umieszczony na w\u00f3zku AG330 wyposa\u017cony w dwa silniki spalinowe Buick Widcat V8.<\/p>\n
Z chwil\u0105 przekroczenia pr\u0119dko\u015bci d\u017awi\u0119ku we wlocie powietrza zaczynaj\u0105 powstawa\u0107 sko\u015bne fale uderzeniowe, kt\u00f3re wyhamowuj\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107 powietrza do pr\u0119dko\u015bci oko\u0142o Ma 0,4. Te fale uderzeniowe wraz ze wzrostem pr\u0119dko\u015bci wyd\u0142u\u017caj\u0105 si\u0119 obejmuj\u0105c ca\u0142\u0105 stref\u0119 za sto\u017ckiem wlotowym, gdzie znajduje si\u0119 dyfuzor. To w tym miejscu generowana jest wi\u0119kszo\u015b\u0107 si\u0142y ci\u0105gu. Wyd\u0142u\u017canie fal uderzeniowych trwa do pr\u0119dko\u015bci Ma 1,6. Od pr\u0119dko\u015bci Ma 1,6 na centralnym sto\u017cku wlotowym pojawia si\u0119 nast\u0119pna du\u017ca fala uderzeniowa, kt\u00f3ra ma kszta\u0142t sto\u017cka, o doj\u015b\u0107 rozwartym k\u0105cie. Od tej chwili sto\u017cek wlotowy zaczyna wykonywa\u0107 ruch do ty\u0142u. Dalszy wzrost pr\u0119dko\u015bci powoduje, \u017ce ten sto\u017cek fali uderzeniowej staje si\u0119 coraz bardziej ostry i zaw\u0119\u017ca si\u0119 (k\u0105t wierzcho\u0142kowy zaczyna si\u0119 zmniejsza\u0107). To zaw\u0119\u017canie trawa do pr\u0119dko\u015bci max Ma 3,2, kiedy to ten sto\u017cek uderzeniowy zaw\u0119\u017ca si\u0119 do wielko\u015bci pier\u015bcienia wlotowego powietrza do silnika. Sto\u017cek wlotowy osi\u0105ga swoj\u0105 maksymalnie cofni\u0119t\u0105 pozycj\u0119. Zakres ruchu sto\u017cka wynosi 26 in (0,66 m).<\/p>\n
Oczywi\u015bcie sto\u017cek wlotowy generuje op\u00f3r i nie wytwarza si\u0142y ci\u0105gu. G\u0142\u00f3wny udzia\u0142 w ci\u0105gu zespo\u0142u nap\u0119dowego ma kana\u0142 dolotowy powietrza, silnik oraz dysza wylotowa. Czym wi\u0119ksza pr\u0119dko\u015b\u0107 samolotu, tym wi\u0119kszy udzia\u0142 procentowy ma kana\u0142 dolotowy powietrza.<\/p>\n
W dodatku ca\u0142y zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy (kana\u0142 powietrzny, silnik, dopalacz) jest ch\u0142odzony op\u0142ywaj\u0105cym go powietrzem. Powietrze do ch\u0142odzenia pobierane jest przez du\u017ce wpusty (okna) rozmieszczone w przedniej cz\u0119\u015bci gondoli silnikowej. Po op\u0142yni\u0119ciu kana\u0142u powietrznego, silnika i dopalacza \u0142\u0105czy si\u0119 z gazami wylotowymi z silnika i wsp\u00f3lnie przelatuj\u0105 przez dysz\u0119 wylotow\u0105. Przed dysz\u0105 wylotow\u0105 znajduj\u0105 si\u0119 dodatkowe okna, kt\u00f3re otwieraj\u0105 si\u0119 przy pr\u0119dko\u015bci Ma>1,2. W ten spos\u00f3b obni\u017cony jest \u015blad termiczny samolotu.<\/p>\n
Wed\u0142ug firmy silnik J58 jest w stanie pracowa\u0107 do pr\u0119dko\u015bci Ma 3,5, co praktycznie podobno zosta\u0142o potwierdzone w innych eksperymentalnych, bezpilotowych konstrukcjach lotniczych.<\/p>\n
Specjalne paliwa.<\/h3>\n
Wspomnieli\u015bmy kilkakrotnie o specjalnym paliwie dla lot\u00f3w nadd\u017awi\u0119kowych. Rodzi si\u0119 pytanie \u2013 Dlaczego w lotach z du\u017c\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105 nadd\u017awi\u0119kow\u0105 powinno stosowa\u0107 si\u0119 specjalne paliwo? Wynika to z w\u0142a\u015bciwo\u015bci chemicznych kerozyny (nafty lotniczej). Odpowied\u017a znajdziemy w okre\u015bleniu \u201estabilno\u015b\u0107 termiczna\u201d, kt\u00f3ra umo\u017cliwia ocen\u0119 sk\u0142onno\u015bci paliwa do wydzielania sm\u00f3\u0142 i innych sta\u0142ych osad\u00f3w (np. parafiny), pod wp\u0142ywem podwy\u017cszonej temperatury. Wysoka stabilno\u015b\u0107 termiczna jest szczeg\u00f3lnie wa\u017cna dla paliw do silnik\u00f3w nadd\u017awi\u0119kowych ze wzgl\u0119du na skutki nagrzewania aerodynamicznego. Wytr\u0105cone pod wp\u0142ywem wysokiej temperatury osady s\u0105 trudno rozpuszczalne i mog\u0105 zatka\u0107 filtry, przewody i wtryskiwacze, co prowadzi do obci\u0119cia silnika. Drugim okre\u015bleniem jest \u201estabilno\u015b\u0107 chemiczna\u201d zwana tak\u017ce \u201eodporno\u015bci\u0105 na starzenie\u201d, kt\u00f3ra charakteryzuje odporno\u015b\u0107 paliwa na zmiany w\u0142a\u015bciwo\u015bci chemicznych w okresie magazynowania i przetrzymywania paliwa w zbiornikach statku powietrznego pod wp\u0142ywem zmiennej temperatury, obecno\u015bci tlenu lub innych pierwiastk\u00f3w metali katalizuj\u0105cych. Zwyk\u0142a kerozyna ma temperatur\u0119 zap\u0142onu rz\u0119du 28-47 stopni C.<\/p>\n
Warto tak\u017ce wiedzie\u0107, \u017ce nafta lotnicza (kerozyna) dla silnik\u00f3w lotniczych ma niewielkie domieszki innych zwi\u0105zk\u00f3w chemicznych. Substancji szkodliwych ze spalania kerozyny jest niewiele. S\u0105 to g\u0142\u00f3wnie tlenki w\u0119gla, tlenki azotu, tlenki siarki, niespalone w\u0119glowodory i dym.<\/p>\n
Samo paliwo nie wystarczy do procesu spalania (utleniania). Silnik turboodrzutowy potrafi przepu\u015bci\u0107 przez siebie od 1 200 000 kg do 2 700 000 ton powietrza przez godzin\u0119, ale tylko z tego od 30 000 kg\/h do 70 000 kg\/h powietrza bierze udzia\u0142 w procesie spalania. Reszta jest tylko przepompowywana, wp\u0142ywaj\u0105c na mas\u0119 wyrzucanych spalin z powietrzem i daj\u0105c odpowiedni ci\u0105g. Istotn\u0105 rol\u0105 jest tak\u017ce ilo\u015b\u0107 spalanego paliwa na godzin\u0119 lotu. Przyk\u0142adowo Boeing B767 spala oko\u0142o 5 000 kg paliwa na godzin\u0119, a Iliuszyn I\u0142-86 spala 9 000 kg paliwa na godzin\u0119.<\/p>\n
Paliwo JP-7.<\/h3>\n
Dla silnika J58 opracowano nowe paliwo, kt\u00f3re oznaczono JP-7. Skr\u00f3t JP-7 oznacza Jet Propellant 7. Paliwo JP-7 zosta\u0142o opracowane przez firm\u0119 Shell Oil w 1955 roku, na zam\u00f3wienie Centralnej Agencji Wywiadowczej dla samolot\u00f3w strategicznego rozpoznania Lockheed U-2. Produkuje si\u0119 go kilkaset tysi\u0119cy litr\u00f3w w ci\u0105gu roku na socjalnej linii produkcyjnej zak\u0142ad\u00f3w Shell w USA.<\/p>\n
G\u0142\u00f3wn\u0105 cech\u0105 paliwa jest jego stabilno\u015b\u0107 spalania i minimalne parowanie na du\u017cych wysoko\u015bciach lotu, gdzie ca\u0142y p\u0142atowiec znacznie si\u0119 nagrzewa. Historia opowiedziana przez Ben Rich w swojej ksi\u0105\u017cce \u201eSkunk Works\u201d jest taka, \u017ce zapalon\u0105 \u015bwiec\u0119 mo\u017cna w\u0142o\u017cy\u0107 do wiadra z paliwem JP-7 i paliwo nie zapali si\u0119, a ogie\u0144 \u015bwiecy zga\u015bnie. W samolocie SR-71 paliwo ch\u0142odzi powierzchni\u0119 p\u0142atowca, wewn\u0119trzne agregaty i urz\u0105dzenia oraz wykorzystywane jest jako smar silnik\u00f3w i innych urz\u0105dze\u0144. Na koniec, maj\u0105c temperatur\u0119 oko\u0142o 550 stopni C, podawane jest do silnika.<\/p>\n
JP-7 to nie jest typowe paliwo, kt\u00f3re powstaje z destylacji ropy naftowej. JP-7 to mieszanka sk\u0142adaj\u0105ca si\u0119 g\u0142\u00f3wnie z w\u0119glowodor\u00f3w, w tym alkan\u00f3w, cykloalkan\u00f3w, alkilobenzen\u00f3w, indany \/ tetraliny i benzen, z dodatkiem fluorow\u0119glowodor\u00f3w, aby zwi\u0119kszy\u0107 jego w\u0142a\u015bciwo\u015bci smarne, \u015brodek utleniaj\u0105cy, aby go spali\u0107 lepiej, a cezu zawieraj\u0105cy zwi\u0105zek znany jako A-50, kt\u00f3ry pomaga\u0142 w maskowaniu samolotu przed falami radiolokator\u00f3w oraz zmniejszaj\u0105cy \u015blad podczerwieni. JP-7 praktycznie nie zawiera siarki, tlenu i azotu, kt\u00f3re zanieczyszczaj\u0105 typowe paliwo. Lotnych substancji jest poni\u017cej 3 %. Paliwo musi dzia\u0142a\u0107 w szerokim zakresie temperatur; od niskich temperatur, kt\u00f3re powoduj\u0105 zamarzanie wody na du\u017cych wysoko\u015bciach do + 600 stopni Celsjusza. SR-71 Blackbirds zu\u017cywa oko\u0142o 36,000-44,000 pounds (16 000-20 000 kg) paliwa na godzin\u0119 lotu. \u201eZimny\u201d SR-71 zatankowany paliwem JP-7 przecieka jak nieszczelny grat. Dlatego nie tankuje si\u0119 go do pe\u0142na. Po starcie samolot SR-71 szybko si\u0119 nagrzewa i uszczelnia oraz spotyka lataj\u0105c\u0105 cystern\u0119 i jest do-tankowany do pe\u0142na.<\/p>\n
Bardzo niska lotno\u015b\u0107 JP-7 powoduje jego trudno\u015b\u0107 w procesie zap\u0142onu. Aby je zapali\u0107 w silniku (komora spalania i dopalacz) J58 stosuje si\u0119 zap\u0142on chemiczny. Wykorzystuje si\u0119 do tego celu tri-etylo-boro-wod\u00f3r (TEB), podawany poprzez wtryskiwacze. Samolot SR-71 ma na pok\u0142adzie zbiornik oko\u0142o 600 litr\u00f3w (20,7 uncji) dla TEB. Zapewnia on oko\u0142o 16-krotnego uruchomienie silnik\u00f3w i ich dopalaczy. Na jeden wrzut zap\u0142onu zu\u017cywa si\u0119 oko\u0142o 50 litr\u00f3w (1,7 uncji) TBE. Zwi\u0105zek TBE w temperaturze powy\u017cej -5 stopni C zapala si\u0119 samorzutnie w kontakcie z powietrzem. Przestrze\u0144 nad zbiornikiem TBE jest wype\u0142niona azotem. Zreszt\u0105 azot w samolocie SR-71 odgrywa wa\u017cna rol\u0119. Nawet jego opony s\u0105 pompowane azotem.<\/p>\n
W zwi\u0105zku ze stosowaniem TBE samolot SR-71 ma pewne ograniczenia eksploatacyjne. Chodzi o wytrzyma\u0142o\u015b\u0107 p\u0142atowca, a tak\u017ce ilo\u015b\u0107 pobierania paliwa w locie, bo w\u00f3wczas samolot musi mie\u0107 wy\u0142\u0105czone dopalacze silnik\u00f3w J58. Samo tankowanie TBE jest niezwykle niebezpieczne. Obs\u0142uga pracuje w srebrnych, trudnopalnych kombinezonach. Z kolei tankowanie paliwa JP-7 jest bardzo bezpieczne i dozwolona jest r\u00f3wnoczesna obs\u0142uga samolotu.<\/p>\n
Silnik mo\u017ce pracowa\u0107 tak\u017ce na paliwach JP-4 i JP-5, ale w\u00f3wczas pr\u0119dko\u015b\u0107 max lotu nie przekracza 1,5 Ma. Takie zasilanie samolotu traktowane jest jako awaryjne i praktycznie z ka\u017cdej lataj\u0105cej cysterny.<\/p>\n
Podstawowe dane silnika J58: silnik turboodrzutowy z uk\u0142adem bay-basu. D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika wynosi 17 ft 10 in (5,44 m) (dodatkowo 6 in (15 cm) z powodu wysuni\u0119cia dyszy wylotowej. \u015arednica: 4 ft 9 in (1,45 m). masa suchego silnika ok. 6,000 funta (2,700 kg). Silnik posiada jeden wa\u0142, spr\u0119\u017carka 9-stopniowa, komora spalania pier\u015bcieniowo-dzabanowa z 8 puszkami, turbina 2-stopniowa. Ci\u0105g silnika wynosi 25\u00a0000 lbf (111,21 kN) \u201ena sucho\u201d bez dopalania i 34\u00a0000 lbf (151,24 kN) \u201ena mokro\u201d, z dopalaniem. Ca\u0142kowity spr\u0119\u017c powietrza wynosi 7,5:1. Stosunek ci\u0105gu do masy wynosi 6:1. Przep\u0142yw powietrza: 300 lb \/ s, (136 kg \/ s).<\/p>\n
Silnik wykonano z wysoko-wytrzyma\u0142ych stali, tytanu, chromu i niklu. Niekt\u00f3re elementy pokrywano cienk\u0105 warstw\u0105 z\u0142ota dla lepszego przewodnictwa cieplnego. Inne elementy zosta\u0142y pokryte ceramiczn\u0105 pow\u0142ok\u0105.<\/p>\n
General Electric YJ93. 1959 rok.<\/h3>\n
Nie tylko firma Pratt & Whitney pracowa\u0142a nad silnikami dla statk\u00f3w powietrznych, kt\u00f3re rozwijaj\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107 Ma 3. Silnik turboodrzutowy General Electric YJ93 zosta\u0142 zaprojektowany jako nap\u0119d zar\u00f3wno dla bombowca North American XB-70 Valkyrie jak i dla my\u015bliwca przechwytuj\u0105cego North American XF-108. Oba programy nie doczeka\u0142y si\u0119 etapu wej\u015bcia do s\u0142u\u017cby. Program XF-108 zosta\u0142 przerwany na etapie prac makietowych, a program B-70 sta\u0142 si\u0119 tylko programem badawczym. Baz\u0105 do rozpocz\u0119cia programu sta\u0142 si\u0119 silnik General Electric J79. Program oznaczono X275. Kiedy powsta\u0142 wym\u00f3g utrzymania pr\u0119dko\u015bci Ma 3 przez d\u0142ugi czas lotu, zmieniono oznaczenie na X279. Kiedy program otrzyma\u0142 rz\u0105dowe finansowanie silnik oznaczono YJ93.<\/p>\n
Silnik YJ93 zosta\u0142 zaprojektowany jako jedno-wa\u0142owy. Spr\u0119\u017carka otrzyma\u0142a regulowane \u0142opatki stojana. Dysza wylotowa regulowana. Ci\u0105g silnika 28\u00a0800 lbf (128,11 kN).<\/p>\n
Silnik J93 by\u0142 gotowy zanim samolot XB-70A zosta\u0142 uko\u0144czony. Dlatego w 1959 roku, zdecydowano si\u0119 na przeprowadzenie test\u00f3w z u\u017cyciem lataj\u0105cej hamowni w postaci samolotu B-58A numer seryjny 55-662. Samolot B-58 otrzyma\u0142 specjaln\u0105 gondol\u0119 pod kad\u0142ubem, w kt\u00f3rej umieszczono silnik YJ93. Gondola mia\u0142a chwyt powietrza dla projektowanego samolotu F-108. Tak zmodyfikowany samolot otrzyma\u0142 oznaczenie NB-58A i zosta\u0142 skierowany do bazy Edwards AFB. Wykonano kilka test\u00f3w naziemnych, kiedy przysz\u0142a wiadomo\u015b\u0107, \u017ce program NB-58A zosta\u0142 odwo\u0142any. W konsekwencji NB-58A\/YJ93 nie wzbi\u0142 si\u0119 w powietrze. Samolot przebudowano na TB-58A, a silnik YJ93 trafi\u0142 do p\u0142atowca B-70.<\/p>\n
Specyfika lot\u00f3w z du\u017c\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105 wi\u0105\u017ce si\u0119 z wyst\u0119powaniem wysokich temperatur. To z kolei wymaga stosowania zmodyfikowanych paliw. Dla samolotu B-70 przewidywano pr\u0119dko\u015b\u0107 rz\u0105du 3\u00a0200 km\/h na pu\u0142apie 70\u00a0000 ft (21\u00a0000 m). Temperatura poszycia p\u0142atowca miejscami mia\u0142a osi\u0105ga\u0107 oko\u0142o 300 stopni C. Dla silnika General Electric J79 u\u017cyto paliwa oznaczonego JP-6 (Jet Propellant 6) okre\u015blanego jako wysokotemperaturowe z dodatkiem boru. W testach programu do\u015bwiadczalnego B-70 powr\u00f3cono do klasycznej kerozyny (JP-4).<\/p>\n
Silnik J93 okaza\u0142 si\u0119 sukcesem firmy General Electric i ugruntowa\u0142 reputacj\u0119 firmy, jako producenta wysokiej klasy silnik\u00f3w dla statk\u00f3w powietrznych o pr\u0119dko\u015bciach hipersonicznych. W efekcie, kiedy firma Boeing pracowa\u0142a nad komunikacyjnym SST producentem silnik\u00f3w do niego sta\u0142a si\u0119 firma General Electric. Silnik GE4 mia\u0142 generowa\u0107 ci\u0105g rz\u0119du 70\u00a0000 lbf (311,38 kN) i utrzymywa\u0107 SST na pr\u0119dko\u015bci 1\u00a0800 mil\/h (2 896,32 km\/h). Jak wiemy program SST pod koniec 60-lat zosta\u0142 wstrzymany.<\/p>\n
Podstawowe dane silnika General Electric YJ93: d\u0142ugo\u015b\u0107 6,20 m (237 in), \u015brednica 1,33 m (52,5 in), masa 1\u00a0728 kg (3\u00a0800 lb). Regulowany wlot powietrza, 11-stopniowa spr\u0119\u017carka, pier\u015bcieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina, dopalacz, regulowana dysza wylotowa. Ci\u0105g silnika 19\u00a0000 lbf (84,52 kN) baz dopalania, 28\u00a0800 lbf (128,11 kN) z dopalaniem. Przep\u0142yw powietrza 275\u00a0lb\/s (125\u00a0kg\/s). zu\u017cycie paliwa od 19.8\u00a0g\/(kN\u00b7s) do 51.0\u00a0g\/(kN\u00b7s) z dopalaniem. Wsp\u00f3\u0142czynnik ci\u0105gu do ci\u0119\u017caru wynosi 7,58 : 1.<\/p>\n
Komercyjne samoloty nadd\u017awi\u0119kowe.<\/h3>\n
Interesuj\u0105cym tematem jest zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy do samolot\u00f3w komercyjnych. Silniki Concorde i Tu-144 zosta\u0142y ju\u017c dok\u0142adnie opisane w innym artykule. Ale jeszcze nie wspomnielismy o nap\u0119dach dla ameryka\u0144skich samolot\u00f3w komercyjnych SST, kt\u00f3re opracowywano w 60-latach XX wieku. Pierwszym jest silnik firmy General Electric GE4\/J5P, drugim silnik firmy Pratt & Whitney JTF17. O obu silnikach wiadomo niewiele. Mo\u017cna tylko zaznaczy\u0107, \u017ce warunki w jakich pracuj\u0105 silniki samolot\u00f3w komercyjnych s\u0105 du\u017co bardziej stabilne.<\/p>\n
General Electric GE4. 1967 rok.<\/h3>\n
Firma General Electric do pracy nad silnikiem GE4\/J5P przyst\u0105pi\u0142a w 1963 roku, kiedy zapad\u0142a decyzja o realizacji programu komercyjnego samolotu SST przez firm\u0119 Boeing. Przysz\u0142ego Boeing 2707. Baza dla silnika GE4 sta\u0142 si\u0119 silnik YJ93. Pierwsze uruchomienie silnika nast\u0105pi\u0142o w 1967 roku. Testy prowadzono do 1972 roku. Zbudowano trzy prototypy. Jeden z prototyp\u00f3w przepracowa\u0142 w testach ponad 600 godzin.<\/p>\n
GE4\/J5P to silnik turboodrzutowy jedno-wa\u0142owy sk\u0142adaj\u0105cy si\u0119 z regulowanego wlotu powietrza, 9-stopniowej spr\u0119\u017carki osiowej, pier\u015bcieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny, dopalacza i regulowanej dyszy wylotowej. W tamtym okresie by\u0142 najmocniejszym silnikiem \u015bwiata. Generowa\u0142 ci\u0105g 50\u00a0000 lbf (222,41 kN) bez dopalania i 65\u00a0000 lbf (289,13 kN), z mo\u017cliwo\u015bci\u0105 doj\u015bcia do 80\u00a0000 lbf (355,86 kN). Ju\u017c w pierwszych testach silnik osi\u0105gn\u0105\u0142 ci\u0105g 63 206 lbf (281,16 kN). Wstrzymanie programu Boeing 2707 spowodowa\u0142o tak\u017ce wstrzymanie w 1971 roku, prac nad silnikiem GE4. Jeszcze w 1972 roku, prowadzono ostatnie testy, licz\u0105c na inne propozycje wykorzystania tego nap\u0119du. Jednak ju\u017c w tym czasie, lotnictwo komercyjne poszukiwa\u0142o silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych. Do tej pory silnik GE4 jest najd\u0142u\u017csz\u0105 lotnicz\u0105 turbin\u0105 na \u015bwiecie, d\u0142ugo\u015b\u0107 27 ft 4 in (833,10 m).<\/p>\n
Dane silnika GE4\/J5P: d\u0142ugo\u015b\u0107 27 ft 4 in (833,10 m), \u015brednica 5 ft 11 in (1,803 m), masa 5\u00a0100 kg. Silnik sk\u0142ada si\u0119 z regulowane chwytu powietrza, kana\u0142u powietrznego, 9-stopniowej spr\u0119\u017carki osiowej, pier\u015bcieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny, dopalacza, regulowanej dyszy wylotowej. \u015arednica wlotu spr\u0119\u017carki 60,6 in (1,539 m), \u015brednica dyszy wylotowej 74,2 in (1,880 m), przep\u0142yw powietrza 620 lb\/s (280 kg\/s), generowany ha\u0142as przy starcie 104 dB, przy l\u0105dowaniu 107 dB, max 117 dB. Jako paliwo przewidywano specjalne wysokotemperaturowe JP-6. Ci\u0105g 50\u00a0000 lbf (222,41 kN) bez dopalania i 65\u00a0000 lbf (289,13 kN). Kompresja spr\u0119\u017carki 12,5 : 1, temperatura przed turbin\u0105 1\u00a0204 stopni C, stosunek ci\u0105gu do masy 6,02:1.<\/p>\n
Pratt & Whitney JTF17.<\/h3>\n
Silnik Pratt & Whitney JTF17 nie by\u0142 typowym silnikiem przeznaczonym do nap\u0119du konkretnego statku powietrznego. Zosta\u0142 opracowany jako demonstrator nowego silnika rekomendowanego dla nap\u0119du samolot\u00f3w komercyjnych klasy SST.<\/p>\n
Firma Pratt & Whitney przyst\u0105pi\u0142a do prac nad silnikiem JTF17 z chwil\u0105 uko\u0144czenia wszystkich test\u00f3w nad silnikiem J58, kt\u00f3ry nap\u0119dza samolot Lockheed SR-71. Zanim przyst\u0105piono do budowy silnika, kt\u00f3ry mo\u017cna montowa\u0107 w p\u0142atowcu, firma zdecydowa\u0142a si\u0119 na zbudowanie demonstratora w naturalnej wielko\u015bci.<\/p>\n
W projektowaniu silnika wykorzystano koncepcj\u0119 \u201educt heating\u201d, co w wolnym t\u0142umaczeniu oznacza kana\u0142 grzejny. Polega to na tym, \u017ce w typowym silniku turboodrzutowym, dwu-przep\u0142ywowym przep\u0142yw zewn\u0119trzny jest zimny. Firma Pratt & Whitney postanowi\u0142a wykorzysta\u0107 ten przep\u0142yw jako gor\u0105cy, poprzez wtrysk dodatkowego paliwa, a przez to zwi\u0119kszenie ci\u0105gu silnika. Jest to co\u015b na wz\u00f3r silnika strumieniowego, z tym, \u017ce powietrze w tym kanale jest cz\u0119\u015bciowo spr\u0119\u017cone przez spr\u0119\u017cark\u0119 niskiego ci\u015bnienia. Tak wi\u0119c silnik JTF17 jest silnikiem dwu-przep\u0142ywowym, dwu-wa\u0142owym z uk\u0142adem dw\u00f3ch regulowanych dysz; dyszy wewn\u0119trznej i ko\u0144cowej pe\u0142ni\u0105cej jednocze\u015bnie rol\u0119 odwracacza ci\u0105gu. Dodatkowo silnik posiada system okien upustowych i wpustowych powietrza s\u0142u\u017c\u0105cych optymalizacji pracy silnika. Silnik nie posiada dopalacza. Wszystkie te elementy predysponowa\u0142y silnik do zastosowa\u0144 komercyjnych. To jednak nie wyklucza\u0142o wykorzystania silnika do cel\u00f3w wojskowych.<\/p>\n
Silnik JTF17 ma zwart\u0105 budow\u0119. Jednak, aby silnik JTF17 odni\u00f3s\u0142 sukces konstruktorzy musieliby si\u0119 upora\u0107 z dwoma powa\u017cnymi problemami. Jednym by\u0142a wysoka temperatura silnika, a drugim ha\u0142as. O ile kwestia temperatury zosta\u0142a rozwi\u0105zana w spos\u00f3b satysfakcjonuj\u0105cy, to kwestia ha\u0142asu by\u0142a w fazie pomys\u0142\u00f3w.<\/p>\n
Jednym z g\u0142\u00f3wnych cel\u00f3w by\u0142o obni\u017cenie temperatury pracuj\u0105cego silnika z 3 100 stopni F przed turbin\u0105 (1 704 stopnie C), nawet do 1 600 F. Generalnie spadek temperatury na pr\u0119dko\u015bci przelotowej mia\u0142 nast\u0105pi\u0107 z 2 500 F do 2 250 F.<\/p>\n
W ca\u0142ej sprawie wa\u017cn\u0105 rol\u0119 odgrywa\u0142a agencja FAA. Po wielu testach i pertraktacjach pomi\u0119dzy firmami buduj\u0105cymi silniki i samoloty dosz\u0142o do zawarcia istotnych ustale\u0144. Firma Lockheed wybra\u0142a silnik firmy Pratt & Whitney. Firma Boeing wybra\u0142a silnik firmy General Electric GE4. Agencja FAA \u017c\u0105da\u0142a ograniczenia temperatury do 2 000 F przed turbin\u0105. General Electric zadeklarowa\u0142a 2 300 F, a Pratt & Whitney to samo, ale rok p\u00f3\u017aniej.<\/p>\n
W grudniu 1966 roku, agencja FAA og\u0142osi\u0142a, \u017ce rekomenduje do nap\u0119du SST silnik firmy General Electric GE4. Dwadzie\u015bcia-dwa miesi\u0105ce p\u00f3\u017aniej w pa\u017adzierniku 1968 roku Boeing og\u0142osi\u0142, \u017ce krytyczne problemy projektowe zwi\u0105zane ze skrzyd\u0142em o zmiennej geometrii nie mog\u0105 by\u0107 rozwi\u0105zane i \u017ce skrzyd\u0142o o zmiennej geometrii zostaje zast\u0105pione sta\u0142ym p\u0142atem. By\u0142 to powa\u017cny problem. Samolot ze sta\u0142ym p\u0142atem, aby m\u00f3g\u0142 korzysta\u0107 z normalnych RWY musia\u0142 mie\u0107 wi\u0119kszy ci\u0105g zespo\u0142u nap\u0119dowego ni\u017c maj\u0105c skrzyd\u0142o o zmiennej geometrii. Aby zwi\u0119kszy\u0107 ci\u0105g silnika nale\u017ca\u0142o w kanale zimnym wprowadzi\u0107 dodatkowe spalanie paliwa, ale na to by\u0142o ju\u017c za p\u00f3\u017ano. To by\u0142 g\u0142\u00f3wny pow\u00f3d upadku programu Boeing SST i silnika General Electric GE4.<\/p>\n
Silnik JTF17 mia\u0142 dysponowa\u0107 ci\u0105giem rz\u0119du 61 000 lbf (271,34 kN). Cztery takie silniki powinny zapewnienie samolotowi klasy SST pr\u0119dko\u015b\u0107 przelotow\u0105 Ma 2,7 na pu\u0142apie 65 000 ft. Masa silnika mia\u0142a wynie\u015b\u0107 9 860 \u2013 9 910 lb. Silnik mia\u0142 wytrzyma\u0107 minimum 50 000 godzin pracy, przy czym dyski (tarcze) powinny wytrzyma\u0107 20 000 godzin, gor\u0105ce sekcie 5 000 \u2013 10 000 godzin. Niestety silnik generowa\u0142by przy starcie ha\u0142as 116 dB.<\/p>\n
Jak mia\u0142 pracowa\u0107 silnik JTF17 ? Podczas startu uruchamiany by\u0142by tak\u017ce zewn\u0119trzny przep\u0142yw powietrza, poprzez wtrysk paliwa, aby skr\u00f3ci\u0107 rozbieg. Wznoszenie odbywa\u0142oby si\u0119 tylko na paliwie spalanym w obiegu gor\u0105cym. Na pu\u0142apie przelotowym, ponownie uruchamiano by wtrysk paliwa w obiegu zewn\u0119trznym. Podej\u015bcie do l\u0105dowania wy\u0142\u0105cznie na paliwie spalanym w uk\u0142adzie gor\u0105cym.<\/p>\n
Pratt & Whitney TF30. 1964 rok.<\/h3>\n
Silnik Pratt & Whitney TF30 jest bardziej nam znany. Jest on klasycznym ju\u017c przyk\u0142adem silnika turboodrzutowego dla samolot\u00f3w bojowych. Nap\u0119dza\u0142 on samoloty F-111 I F-14. Historia silnika Pratt & Whitney TF30 rozpocz\u0119\u0142a si\u0119 w drugiej po\u0142owie 50-lat, kiedy firma Pratt & Whitney rozpocz\u0119\u0142a program silnika JT10A dla samolot\u00f3w komercyjnych. W 1960 roku NAVY, po upadku firmy Westinghouse (zak\u0142adu silnik\u00f3w lotniczych) wybra\u0142a silnik JT10A w wersji wojskowej TF-30 dla projektowanego samolotu szturmowego Douglas F6D Missileer, o pr\u0119dko\u015bci podd\u017awi\u0119kowej. Silnik JT10A (TF30) by\u0142 od razu projektowany jako dwu-wa\u0142owy i dwu-przep\u0142ywowy. Jednym z g\u0142\u00f3wnych cel\u00f3w by\u0142a wysoka ekonomika pracy i du\u017ca niezawodno\u015b\u0107. W zwi\u0105zku z anulowaniem w kwietniu 1961 roku programu samolotu Douglas F6D Missileer silnik rekomendowano do nap\u0119du samolot\u00f3w A-7 Corsair II, oraz dla samolot\u00f3w nadd\u017awi\u0119kowych. Silnik nale\u017ca\u0142o przystosowa\u0107 do pracy przy pr\u0119dko\u015bciach nadd\u017awi\u0119kowych i dodano dopalacz.<\/p>\n
Silnik Pratt & Whitney TF30 pierwszy raz uruchomiono w 1964 roku. Produkcja seryjna silnika trwa\u0142a do 1986 roku. W trakcie pierwszych lat eksploatacji silnik trapi\u0142y awarie. Dochodzi\u0142o do p\u0119kania pier\u015bcieniowej komory spalania i p\u0119kania \u0142opatek turbiny. Wszystkie te problemy zosta\u0142y pokonane.<\/p>\n
Silnik TF30 ma regulowan\u0105 dysz\u0119 wylotow\u0105 w specyficzny spos\u00f3b. Kiedy samolot jest na pok\u0142adzie lotniskowca (ko\u0142a podwozia dotykaj\u0105 pok\u0142adu) dysza wylotowa jest zawsze w po\u0142o\u017ceniu maksymalnie otwartym, niezale\u017cnie od ci\u0105gu silnika, aby zmniejszy\u0107 nara\u017cenie personelu pok\u0142adowego na ich zdmuchniecie z pok\u0142adu. Kiedy samolot jest w powietrzu (ko\u0142a podwozia nie dotykaj\u0105 pok\u0142adu lotniskowca lub ziemi) dysza regulowana silnika dzia\u0142a zgodnie z typowymi zasadami.<\/p>\n
Dane techniczne silnika TF30-P-100: d\u0142ugo\u015b\u0107 silnika 6,14 m, \u015brednica 1,245 m, masa silnika suchego 1\u00a0807 \u2013 1 825 kg, silnik jest dwuprzep\u0142ywowy i dwu-wa\u0142owy. Na wale niskiego ci\u015bnienia s\u0105 3-stopnie wentylatora i 6-stopni spr\u0119\u017carki gor\u0105cego przep\u0142ywu. Na wale wysokiego ci\u015bnienia spr\u0119\u017carka ma 7-stopni. Pier\u015bcieniowa komora spalania. 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia z ch\u0142odzonymi \u0142opatkami. 3-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Dopalacz jedno-zakresowy. Regulowana dysza wylotowa. Ci\u0105g max 64,76 kN bez dopalania, ci\u0105g max 111,65 kN z dopalaniem. Spr\u0119\u017carka daje kompresj\u0119 19,8:1. W tym czasie by\u0142 to doskona\u0142y wynik. Stopie\u0144 dwu-przep\u0142ywu wynosi 0,878:1 (0,73:1). Temperatura na wej\u015bciu do turbiny wynosi 1\u00a0176 stopni C. Stosunek ci\u0105gu do masy wynosi 6,0:1. Przep\u0142yw powietrza przez silnik 118 kg\/s.<\/p>\n
Pratt & Whitney F-100. 1970 rok.<\/h3>\n
Jeszcze wi\u0119kszy sukces w lotnictwie wojskowym odni\u00f3s\u0142 silnik Pratt & Whitney F-100 u\u017cywany w samolotach F-15, F-16. W 1962 roku, scalono prace badawczo-rozwojowe USAF i NAVY. Celem by\u0142o obni\u017cenie koszt\u00f3w. W efekcie w 1967 roku, USAF i NAVY wyda\u0142y wsp\u00f3lne wymagania na nowy silnik dla samolot\u00f3w F-14 i F-15. Pod\u0142\u0105czany program nazwano ATEGG (Advanced Turbine Engine Gas Generator). G\u0142\u00f3wnym celem by\u0142o osi\u0105gni\u0119cie stosunku ci\u0105gu do masy na poziomie 9:1. Firma Pratt & Whitney przedstawi\u0142a dwa projekty F100 i F401. W 1970 roku, NAVY wycofa\u0142a si\u0119 ze swojego udzia\u0142u i pozosta\u0142a przy silniku TF30. Kontrakt na silnik Pratt & Whitney F100 (oznaczenie fabryczna JTF22) zawarto w 1970 roku.<\/p>\n
Po testach naziemnych silnik Pratt & Whitney F100-PW-100 (ci\u0105g 106,4 kN) zamontowano na prototypie samolotu wielozadaniowego F-15. Z uwagi na zastosowanie nowoczesnych technologii silnik mia\u0142 choroby wieku dzieci\u0119cego, kt\u00f3re usuni\u0119to w modelu F100-PW-220. W mi\u0119dzy czasie powsta\u0142 silnik F100-PW-200 przeznaczony dla jednosilnikowego my\u015bliwca F-16. Masowa produkcja samolot\u00f3w F-15 i F-16 spowodowa\u0142, \u017ce produkcja silnik\u00f3w F100-PW-220 sta\u0142a si\u0119 bardzo op\u0142acalna.<\/p>\n
Alternatyw\u0105 dla silnika Pratt & Whitney F100-PW-220 jest silnik General Electric F110-GE.<\/p>\n
Dane techniczne silnika Pratt & Whitney F100-PW-220: d\u0142ugo\u015b\u0107 4,90 m, max \u015brednica 1,18 m, a na wi\u0119kszo\u015bci d\u0142ugo\u015bci \u015brednica wynosi 0,88 m, masa 1\u00a0467 kg. Stosunek dwu-przep\u0142ywu wynosi 0,63:1. Komora spalania pier\u015bcieniowa. Ci\u0105g 6,49 kN bez dopalania i 105,7 kN z dopalaniem. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 25:1 i by\u0142 to doskona\u0142y wynik. Stosunek ci\u0105gu do masy wynosi 7,4:1, a to oznacza, \u017ce nie uda\u0142o si\u0119 osi\u0105gn\u0105\u0107 planowanych 9:1.<\/p>\n
Wojskowi w USA i w Europie Zachodniej konsekwentnie trzymali si\u0119 niskiego stosunku dwu-przep\u0142ywu, bo to gwarantowa\u0142o ma\u0142y op\u00f3r czo\u0142owy i umo\u017cliwia lot z pr\u0119dko\u015bciami nadd\u017awi\u0119kowymi.<\/p>\n
General Electric F101, F110. 1970 rok.<\/h3>\n
Silnik General Electric F101 zosta\u0142 opracowany specjalnie dla strategicznego bombowca Rockwell B-1 Lancer. Jego pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w 1970 roku. W zwi\u0105zku z burzliwymi dziejami bombowca Rockwell B-1 Lancer, losy silnika tak\u017ce si\u0119 waha\u0142y. Podj\u0119ta w 1976 roku produkcja seryjna zosta\u0142a w kolejnym roku przerwana, aby ostatecznie ponownie ruszy\u0107 w 1984 roku. Bez w\u0105tpienia bol\u0105czk\u0105 programu General Electric F101 by\u0142a dedykacja silnika tylko dla jednego typu samolotu.<\/p>\n
Silnik General Electric F101 nale\u017cy do najpot\u0119\u017cniejszych. Jego ci\u0105g z dopalaniem przekracza 30 000 lbf (133,45 kN) i pozwala maszynie B-1 lecie\u0107 z pr\u0119dko\u015bci\u0105 nadd\u017awi\u0119kow\u0105 na niskim pu\u0142apie. Je\u015bli do\u0142o\u017cymy do tego niskie zu\u017cycie paliwa, to charakterystyki lotne samolotu s\u0105 imponuj\u0105ce.<\/p>\n
Dane silnika General Electric F101-GE-102: silnik dwu-wa\u0142owy, dwu-przep\u0142ywowy. D\u0142ugo\u015b\u0107 181 in (4,60 m), \u015brednica 55 in (1,40 m), masa 1 995 kG. Silnik sk\u0142ada si\u0119 z 2-stopniowego wentylatora, 9-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, 1-stopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia, 2-stopniowej turbiny niskiego ci\u015bnienia, dopalacza. Ci\u0105g silnika wynosi 17 390 lbf (77,35 kN) bez dopalania oraz 30 780 lbf (136,92 kN) z dopalaniem. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 26,8:1,. Zu\u017cycie paliwa 0.562 lb\/lbf-hr bez dopalania, 2.46 lb\/lbf-hr z dopalaniem. Stosunek ci\u0105gu z dopalaniem do masy wynosi 7,04:1.<\/p>\n
Silnik General Electric F101 okaza\u0142 si\u0119 bardzo udan\u0105 konstrukcj\u0105, dlatego postanowiono wykorzysta\u0107 go, w nieco zmienionej konstrukcji, jako nap\u0119d innych samolot\u00f3w. Tak powsta\u0142 silnik General Electric F110 oraz silnik General Electric F118, w wersji bez dopalacza. Silnik F110 ma mniejsz\u0105 \u015brednic\u0119, ni\u017c silnik F101. Pierwsze uruchomienie silnika F110 nast\u0105pi\u0142o w 1984 roku. Silnik General Electric F110 trafi\u0142 jako nap\u0119d do samolot\u00f3w F-14, F-15, F-16. Silnik by\u0142 budowany na podstawie licencji w Turcji.<\/p>\n
Silnik General Electric F110 trafi\u0142 jako nap\u0119d do samolot\u00f3w F-14, po decyzji jako zosta\u0142a podj\u0119ta w 1979 roku, kiedy to stwierdzono, \u017ce potrzebna jest alternatywa dla silnik\u00f3w TF30. Dla samolotu F-14 zosta\u0142 wybrany silnik F110-GE-400, kt\u00f3ry w stosunku do wersji F110-GE-100 posiada innej d\u0142ugo\u015bci sekcje dopalacza, aby lepiej pasowa\u0142 do p\u0142atowca F-14. Silnik F110-GE-400 dysponuje ci\u0105giem 23 400 lbf (104 kN) bez dopalania i 30 200 lbf (134 kN) z dopalaniem. Samoloty F-14 z silnikami F110-GE-400 \u0142atwo odr\u00f3\u017cni\u0107 po innych dyszach wylotowych. Nowe silniki umo\u017cliwi\u0142y samolotowi start z lotniskowej katapulty bez dopalania. Bezpieczny okaza\u0142 si\u0119 tak\u017ce start z lotniskowca, nawet w momencie kiedy jeden z silnik\u00f3w obci\u0105\u0142.<\/p>\n
Silnik F110 tak jak TF30 ma podobny system regulowania dyszy wylotowej w chwili, kiedy samolot F-14 jest na pok\u0142adzie lotniskowca. Dodatkowo, kiedy opuszczony jest hak do zaczepiania liny hamuj\u0105cej, maksymalny ci\u0105g silnika F110 jest ograniczony o 10 %.<\/p>\n
W 2006 roku samolot Grumman F-14 Tomcat zosta\u0142 wycofany z eksploatacji.<\/p>\n
Silnik F110 zastosowano tak\u017ce w samolotach F-16 w 1984 roku w drodze konkursu. Silnik F110 zapewni\u0142 samolotowi F-16 wi\u0119ksz\u0105 moc i nieco lepsze parametry. Jednak silnik ten ma wi\u0119ksze zapotrzebowanie na paliwo. Silniki F110 dla samolotu F-16 by\u0142y wykonywane w kilku wariantach, kt\u00f3re r\u00f3\u017cni\u0142y si\u0119 ci\u0105giem, od 28 000 lbf (125 kN) z dopalaniem do 32 500 lbf 144,6 kN) z dopalaniem. Z uwagi na wi\u0119ksze zapotrzebowanie przez silnik F110 na powietrze wlot powietrza w samolotach F-16 z tymi silnikami zosta\u0142 powi\u0119kszony i otrzyma\u0142 charakterystyczn\u0105 poprzeczk\u0119 w kanale dla wzmocnienia. W samolotach F-16 nie ma mo\u017cliwo\u015bci stosowania zamiennie silnik\u00f3w F100-PW-220 i F110-GE-100.<\/p>\n
Tak\u017ce w samolocie F-15 zastosowano silniki F110-GE-129 o ci\u0105gu 29 100 lbf (131 kN) z dopalaniem. R\u00f3wnie\u017c w samolotach F-15 nie ma mo\u017cliwo\u015bci stosowania zamiennie silnik\u00f3w F100-PW-100 i F110-GE-129.<\/p>\n
Dane silnika F110-GE: d\u0142ugo\u015b\u0107 232,3 in (5,90 m) lub 182,3 in (4,63 m) z innym dopalaczem. \u015arednica 46,5 in (1,18 m). Masa w zale\u017cno\u015bci od wersji 3 920 \u2013 4 400 lb (1 778 \u2013 1 996 kg). Silnik sk\u0142ada si\u0119 z dw\u00f3ch-wa\u0142\u00f3w (2-szpule); 3-stopnie niskiego ci\u015bnienia (wentylatora), 9-stopni wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 1-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Ci\u0105g 16 610 lbf (73,88 kN) bez dopalania oraz od 29 500 lbf (131,22 kN) do 32 500 lbf (144,57 kN). Kompresja spr\u0119\u017carki oko\u0142o 30:1. Temperatura spalin przed turbin\u0105 1 510 stopni C. stosunek ci\u0105gu do masy max 7,90:1. Masa silnika 1 740 kg. Przep\u0142yw powietrza przez silnik 120 kg\/s.<\/p>\n
Opracowa\u0142 Karol Placha Hetman<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"
Pocz\u0105tek 60-lat XX wieku to wyra\u017any podzia\u0142 silnik\u00f3w turboodrzutowych na silniki dla samolot\u00f3w bojowych (my\u015bliwce i rozpoznawcze), kt\u00f3re osi\u0105gaj\u0105 pr\u0119dko\u015bci nadd\u017awi\u0119kowe oraz na silniki dla samolot\u00f3w pasa\u017cerskich i transportowych. By\u0142o to spowodowane r\u00f3\u017cnymi parametrami technicznymi. Problem ten narasta\u0142 stopniowo. Okaza\u0142o si\u0119, \u017ce samoloty bojowe wymagaj\u0105 silnik\u00f3w, kt\u00f3re zapewni\u0105 statkowi powietrznemu pr\u0119dko\u015b\u0107 nadd\u017awi\u0119kow\u0105. Natomiast ci\u0119\u017ckie samoloty transportowe wymagaj\u0105 silnik\u00f3w o du\u017cym ci\u0105gu i ma\u0142ym zu\u017cyciu paliwa, przy braku wymogu osi\u0105gania pr\u0119dko\u015bci wi\u0119kszej ni\u017c Ma 1.<\/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-476","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-artykuly"],"_links":{"self":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/476","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=476"}],"version-history":[{"count":1,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/476\/revisions"}],"predecessor-version":[{"id":1915,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/476\/revisions\/1915"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fmedia&parent=476"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fcategories&post=476"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Ftags&post=476"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}