Silniki turbo-wentylatorowe to nowy rodzaj silnik\u00f3w turbo-odrzutowych, kt\u00f3re wywodz\u0105 si\u0119 bezpo\u015brednio z silnik\u00f3w dwu-przep\u0142ywowych i dwu-wa\u0142owych. Silniki te charakteryzuj\u0105 si\u0119 du\u017cym stosunkiem przep\u0142ywu powietrza zimnego do gor\u0105cego. Z aerodynamicznego punktu widzenia silnik turbo-wentylatorowy jest silnikiem turbo-\u015bmig\u0142owym, kt\u00f3rego \u015bmig\u0142o zosta\u0142o otunelowane. To wentylator w silniku turbo-wentylatorowym daje 80-85 % ci\u0105gu, a gazy wylotowe z gor\u0105cego przep\u0142ywu zaledwie 15-20 %. R\u00f3\u017cnica mi\u0119dzy nap\u0119dem turbo-wentylatorowym, a turbo\u015bmig\u0142owym jest tak, \u017ce te pierwsze zapewniaj\u0105 znacznie wy\u017csz\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107 przelotow\u0105 i osi\u0105gaj\u0105 wi\u0119kszy pu\u0142apu.<\/p>\n
Historia silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych rozpocz\u0119\u0142a si\u0119 z pocz\u0105tkiem 60-lat XX wieku, kiedy nie do ko\u0144ca wiedziano jak b\u0119dzie rozwija\u0142o si\u0119 lotnictwo. Wyra\u017anie rysowa\u0142y si\u0119 dwa kierunki rozwoju: szybsze (pr\u0119dko\u015b\u0107 nadd\u017awi\u0119kowa, Ma > 2) lub wi\u0119ksze (du\u017ca wielko\u015b\u0107 i masa, ponad 200 000 kg masy startowej). W tym czasie USAF stwierdzi\u0142a, \u017ce tyle co opracowany samolot Lockheed C-141 Starlifter jest niewystarczaj\u0105cy dla potrzeb wojska. Czyli kierunek du\u017ca wielko\u015b\u0107 i masa \u0142adunku. Og\u0142oszono program CX-X (p\u00f3\u017aniejszy Lockheed C-5 Galaxy). Technika pozwala\u0142a ju\u017c na budow\u0119 samolot\u00f3w z kad\u0142ubami o \u015brednicy 5 m i masie ca\u0142kowitej ponad 250\u00a0000 kg. Brakowa\u0142o jednak odpowiednich silnik\u00f3w. Najlepsze w\u00f3wczas silniki TF33-P-7 (rozwojowe JT3D) mia\u0142y ci\u0105g 21 000 lbf (93,41 kN) u\u017cywane w transportowym Lockheed C-141 Starlifter, by\u0142y dla nowej maszyny za s\u0142abe. Samolot musia\u0142by ich mie\u0107 6-8 sztuk. Firma General Electric Aviation podj\u0119\u0142a wyznanie zbudowania wielkiego silnika.<\/p>\n
General Electric TF39\/CF6. 1964 rok.<\/h3>\n
Tak narodzi\u0142 si\u0119 silnik General Electric TF39, kt\u00f3ry do lotnictwa cywilnego trafi\u0142 pod oznaczeniem CF6. Na jego bazie powsta\u0142a tak\u017ce turbina do nap\u0119du statk\u00f3w morskich oznaczona General Electric LM2500 oraz do innych zastosowa\u0144 przemys\u0142owych. Pierwsze uruchomienie silnika General Electric TF39 nast\u0105pi\u0142o w 1964 roku. Kontrakt na produkcj\u0119 seryjn\u0105 silnik\u00f3w zawarto w 1965 roku.<\/p>\n
Sprawa oblicze\u0144 technicznych projektu przysz\u0142ego silnika o tyle by\u0142a prosta, \u017ce samolot mia\u0142 lata\u0107 na pr\u0119dko\u015bciach przelotowych rz\u0119du Ma-0,80-0,85 i pu\u0142apach 9\u00a0000 \u2013 11\u00a0000 m. Nie przewidywano znacznej dynamiki zmian parametr\u00f3w lotu. W trakcie prac projektowych skupiono si\u0119 na osi\u0105gni\u0119ciu ci\u0105gu rz\u0119du 43\u00a0000 lfb (191,27 kN, 19 504,47 kG). W stosunku do typowych ju\u017c w\u00f3wczas silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych drastycznie zwi\u0119kszono stosunek dwuprzep\u0142ywowy, kt\u00f3ry doprowadzono do stosunku 8:1. Spr\u0119\u017carka daje kompresj\u0119 25:1. Temperatura na wlocie do turbiny osi\u0105gn\u0119\u0142a warto\u015b\u0107 rz\u0119du 1\u00a0370 stopni C. Sta\u0142o si\u0119 to mo\u017cliwe dzi\u0119ki zastosowaniu ch\u0142odzenia \u0142opatek turbiny poprzez wewn\u0119trzny przep\u0142yw powietrza przez wn\u0119trze \u0142opatki. Silnik General Electric TF39\/CF6 pozwoli\u0142 na obni\u017cenie zu\u017cycia paliwa o 25 %.<\/p>\n
W 1965 roku, silnik odby\u0142 testy w powietrzu. Silnik TF39 zamontowano na bombowcu Boeing B-52 E (NR 57-0119) umieszczaj\u0105c go w miejscu silnik\u00f3w Nr 5 i 6. P\u00f3\u017aniej zamontowano silniki na samolocie Lockheed C-5A. Mi\u0119dzy 1968-1971 rokiem zbudowano 463 silniki TF39 w wersjach TF39-GE-1 i TF39-GE-1A. Ci\u0105g silnika w zale\u017cno\u015bci od wersji wynosi od 41\u00a0000 lfb (182,38 kN, 18 597,29 kG) do 43\u00a0000 lfb (191,27 kN, 19 504,47 kG).<\/p>\n
Silnik General Electric TF39-GE-1 sta\u0142 si\u0119 prze\u0142omowy dla transportu lotniczego, przede wszystkim dlatego, \u017ce pozwoli\u0142 uzyska\u0107 dwukrotny przyrost mocy przy jednocze\u015bnie znacznym obni\u017ceniu jednostkowego zu\u017cycia paliwa. Firma General Electric zastosowa\u0142a w silniku wszystkie swoje poprzednie prze\u0142omowe innowacje: Ruchome kierownice aerodynamiczne mi\u0119dzy stopniami spr\u0119\u017carki (silnik J79 \/ CF805). Kaskadowy (Cascade-typ) odwracacz ci\u0105gu (z silnika CJ805). Nowy kszta\u0142t \u0142opatek wentylatora wzorowany na \u0142opatkach pierwszego stopnia spr\u0119\u017carki w silniku YJ93 z bombowca XB-70. Ch\u0142odzenie \u0142opatek turbiny (pierwszy raz u\u017cyte w silniku J93, kt\u00f3ry nap\u0119dza\u0142 samolot XB-70).<\/p>\n
Ch\u0142odzenie \u0142opatek turbiny pozwala na utrzymywanie wy\u017cszej temperatury w komorze spalania. Czym wy\u017csza temperatura gaz\u00f3w tym wi\u0119ksza sprawno\u015b\u0107 uk\u0142adu. Ch\u0142odzenie \u0142opatek turbiny zrealizowano przez wykonanie w jej wn\u0119trzu kana\u0142\u00f3w. Pierwsze \u0142opatki wykonywano z jednego kawa\u0142ka metalu w kt\u00f3rym dr\u0105\u017cono otwory. Z czasem \u0142opatki zacz\u0119to wykonywa\u0107 z dw\u00f3ch kawa\u0142k\u00f3w metalu, odpowiednio ukszta\u0142towanych, z\u0142\u0105czonych w wysokiej temperaturze. Powietrze przez \u0142opatki przep\u0142ywa od \u015brodka, z wn\u0119trza tarczy.<\/p>\n
Konwencjonalny ju\u017c dzisiaj silnik turbo-wentylatorowy w \u015brodowisku konstruktor\u00f3w jest okre\u015blany jako T-stage. Wynika to z wygl\u0105dy niskopr\u0119\u017cnego uk\u0142adu, kt\u00f3ry w wygl\u0105dzie z boku przypomina liter\u0119 T. W prostych, schematycznych rysunkach uk\u0142ad niskiego ci\u015bnienia jest tak w\u0142a\u015bnie rysowany \u2013 w postaci pochylonej litery T.<\/p>\n
W pierwszych wersjach silnika General Electric TF39 \/ CF6 wentylator wytwarza\u0142 oko\u0142o 75 % ci\u0105gu. Pozosta\u0142e 25 % wytwarza\u0142 uk\u0142ad odrzutu z uk\u0142adu gor\u0105cego. Zwi\u0119kszenie \u015brednicy wentylatora sta\u0142o si\u0119 podstawowym sposobem zwi\u0119kszania ci\u0105gu silnika. Lecz zwyk\u0142e powi\u0119kszenie \u015brednicy powodowa\u0142o obni\u017cenie pr\u0119dko\u015bci obrotowej ca\u0142ego uk\u0142adu. Aby temu zaradzi\u0107 zacz\u0119to dodawa\u0107 kolejne stopnie na turbinie niskiego ci\u015bnienia. Gazy wylotowe maj\u0105 jeszcze energi\u0119, aby j\u0105 odda\u0107 turbinie. Uk\u0142ad gazo-dynamiczny spowodowa\u0142, \u017ce kolejne stopnie turbiny maj\u0105 wi\u0119ksz\u0105 \u015brednic\u0119.<\/p>\n
Pocz\u0105tkowo konstruktorzy mieli problem z wpadaniem \u0142opatek wentylatora w niepo\u017c\u0105dane drgania, trzepotanie. Pierwszym sposobem by\u0142o wykonanie dodatkowego pier\u015bcienia usztywniaj\u0105cego. Ostatecznie wprowadzono inny kszta\u0142t \u0142opatek wentylatora, kt\u00f3ry wyeliminowa\u0142 zjawisko trzepotania. Poniewa\u017c konstruktorzy d\u0105\u017cyli do zbudowania konstrukcji w miar\u0119 nie skomplikowanej, dlatego zrezygnowano z kierownic aerodynamicznych na wlocie. Tak jak to jest w typowym silniku turboodrzutowym, dwuprzep\u0142ywowym. Zastosowano natomiast liczne nieruchome kierownice aerodynamiczne za wentylatorem. Osobne dla obiegu zimnego i osobne dla obiegu gor\u0105cego.<\/p>\n
Wentylator silnika TF39 bazowa\u0142 na pracach prowadzonych przez General Electric na prze\u0142omie 50\/60-lat przy programach samolot\u00f3w pionowego startu. Mi\u0119dzy innymi przy programie samolotu XV-5 Vertifan, kt\u00f3ry do nap\u0119du wykorzystywa\u0142 silnik J79 wyposa\u017cony w przek\u0142adni\u0119 do nap\u0119dzania wentylator\u00f3w no\u015bnych. By\u0142a to koncepcja zwana Lift-fan. \u015arednica wentylatora wynosi\u0142a 80 in. Przyst\u0119puj\u0105c do programu CX-X firma General Electric przedstawi\u0142a pracuj\u0105cy demonstrator, kt\u00f3ry oznaczono GE1\/6 o ci\u0105gu 15 830 lfb (70,42 kN).<\/p>\n
Dane silnika General Electric TF39: \u015brednica wentylatora 97 in (2,46 m). D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika 312 in (7,92 m). Masa kompletnego silnika wynosi 3\u00a0630 kg (8\u00a0000 lb). Silnik sk\u0142ada si\u0119 z wentylatora + 1-stopie\u0144 na uk\u0142adzie gor\u0105cym (cz\u0119sto okre\u015blane jako 1 \u00bd wentylatora), 16-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 6-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Silnik posiada kaskadowy odwracacz ci\u0105gu. Zu\u017cycie paliwa 1,7075 kg\/s. Stosunek ci\u0105gu do masy: 5,4: 1. Na pierwszych stopniach spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia zamontowano ruchome, regulowane kierownice aerodynamiczne.<\/p>\n
General Electric CF6. 1971 rok.<\/h3>\n
Rozwini\u0119ciem silnika General Electric TF39 sta\u0142 si\u0119 silnik komercyjny General Electric CF6. Jego pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w 1971 roku. Trafi\u0142 jako nap\u0119d do samolot\u00f3w B747, B767, DC-10, A300, A310, A330 i innych. Powsta\u0142a ca\u0142a rodzina silnik\u00f3w CF6, z kt\u00f3rej rozwin\u0119\u0142y si\u0119 kolejne generacje silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych.<\/p>\n
Pod koniec 60-lat firma General Electric Aviation zaoferowa\u0142a wersje cywilne silnika TF39\/CF6 dla samolot\u00f3w komercyjnych. Zainteresowanie wykaza\u0142y firmy McDonnell Douglas dla samolotu DC-10 oraz firma Lockheed dla samolotu L-1011. Ta druga firma, ostatecznie dla swoich maszyn wybra\u0142a konkurencyjny silnik Rolls-Royce RB211. Silnik CF6-GE trafi\u0142 tak\u017ce do nap\u0119du samolotu B747. Nieco p\u00f3\u017aniej do samolot\u00f3w B767, A300, A310, A330 i B767, oraz wersji rozwojowej DC-10 samolotu MD-11. Jako pierwszy do produkcji seryjnej wszed\u0142 silnik w wersji CF6-GE-6. Silnik dokona\u0142 znacznej rewolucji w transporcie komercyjnym. Pozwoli\u0142 na budow\u0119 samolot\u00f3w zabieraj\u0105cych na pok\u0142ad nawet 400 pasa\u017cer\u00f3w i dysponuj\u0105cych znacznym zasi\u0119giem.<\/p>\n
Silniki CF6 s\u0105 eksploatowane wed\u0142ug stanu technicznego. Dlatego, co jaki\u015b czas NTSB wydaje zalecenia szczeg\u00f3lnej kontroli niekt\u00f3rych podzespo\u0142\u00f3w silnika. Tak by\u0142o w 2000 roku i w 2010 roku. Silnik CF6 zanotowa\u0142 na swoim k\u0105cie tak\u017ce czarne karty. Pierwsza zosta\u0142a zapisana w 1973 roku, kiedy to wentylator silnika rozsypa\u0142 si\u0119. Do wi\u0119kszej tragedii dosz\u0142o w 1989 roku, kiedy dosz\u0142o do katastrofy lotu United Airlines 232 (awaryjne l\u0105dowanie w Sioux City, samolot DC-10-10).<\/p>\n
Budowa silnika General Electric CF6: wentylator, 16-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, komora spalania pier\u015bcieniowa, 2-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 5-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia, dysza wylotowa gor\u0105cego przep\u0142ywu. Silnik wyposa\u017cono w odwracacz ci\u0105gu. Wentylator ma \u015brednic\u0119 86,4 in (2,1945 m). Mniejsza \u015brednica wynik\u0142a z konieczno\u015bci pomieszczenia silnika w samolotach z uk\u0142adem dolnop\u0142ata. Wentylator ma wydajno\u015b\u0107 przep\u0142ywu powietrza 590 kg\/s. Spr\u0119\u017c ca\u0142kowity silnika wynosi 24,3:1. Ci\u0105g startowy podstawowej wersji silnika CF6-GE-6 wynosi 41\u00a0500 lfb (184,60 kN, 18 824,08 kG). W stosunku do silnika General Electric TF39 silnik General Electric CF6 ma kilka istotnych zmian.<\/p>\n
Kolejnym silnikiem serii CF6 sta\u0142 si\u0119 silnik CF6-GE-50, kt\u00f3ry w rzeczywisto\u015bci by\u0142 rozwini\u0119ciem turbiny do zastosowa\u0144 przemys\u0142owych LM5000, zbudowanej na bazie CF6-GE-6. Nowy silnik CF6-GE-50 powsta\u0142 specjalnie dla d\u0142ugodystansowej wersji samolotu DC-10-30. Celem by\u0142o zwi\u0119kszenie ci\u0105gu do 51000 lfb – 54000 lfb (226,86 kN – 240,20 kN).<\/p>\n
Idea zwi\u0119kszenia ci\u0105gu nie by\u0142a taka prosta. Nie mo\u017cna by\u0142o zwi\u0119kszy\u0107 temperatury na wlocie do turbiny bez ko\u0144ca. W dodatku nale\u017ca\u0142o zachowa\u0107 podstawowy wymiar \u015brednicy wentylatora, aby silnik zmie\u015bci\u0142 si\u0119 w typowej gondoli silnika CF06-GE-6. Firma General Electric Aviation zdecydowa\u0142a si\u0119 na kosztowne rozwi\u0105zanie, kt\u00f3rego celem by\u0142o zwi\u0119kszenie kompresji spr\u0119\u017carki do 30:1. Osi\u0105gni\u0119to to poprzez usuniecie dw\u00f3ch ostatnich stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia i w powsta\u0142\u0105 w ten spos\u00f3b przestrze\u0144 dodano dwa dodatkowe stopnie spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia. W efekcie przep\u0142yw powietrza przez wentylator wzr\u00f3s\u0142 do 660 kg\/s, a kompresja dosz\u0142a do 29,3:1. (Przy tej samej \u015brednicy wentylatora 86,4 in). Silnik uzyska\u0142 zak\u0142adany ci\u0105g 51\u00a0000 lfb (226,86 kN).<\/p>\n
Silnik CF6-GE-50 uruchomiono w 1969 roku. Trafi\u0142 do samolot\u00f3w DC-10, B747, A300 i do prototypu Boeing YC-14. Silnik CF6-GE-50 jako General Electric F103 trafi\u0142 do samolot\u00f3w USAF: KC-10 oraz Boeing E-4.<\/p>\n
Dane silnika General Electric CF6-GE-50: d\u0142ugo\u015b\u0107 4,65 m (183 in), \u015brednica 2,67 m (105 in), masa ca\u0142kowita 4067 kg – 4104 kg (8 966 \u2013 9 047 lb). Silnik sk\u0142ada si\u0119 z wentylatora, 3-stopniowej spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 14-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia, 4-stopniowej turbiny niskiego ci\u015bnienia. Ci\u0105g 52\u00a0500 lbf \u2013 61\u00a0500 lbf (233,53 kN – 273,57 kN). Kompresja spr\u0119\u017carki 29,2:1 \u2013 31,1:1. Stosunek ci\u0105gu do masy 5,6:1 \u2013 6:1. Silnik CF6-GE-50 z obni\u017conym o 10 % ci\u0105giem zosta\u0142 oznaczony jako CF6-GE-45 i oferowany samolotom na kr\u00f3tszych dystansach.<\/p>\n
Ostatni\u0105 podrodzin\u0105 silnik\u00f3w CF6 by\u0142a seria CF6-GE-80. Celem by\u0142o osi\u0105gni\u0119cie ci\u0105gu rz\u0119du 48\u00a0000 lfb \u2013 75\u00a0000 lfb (213,51 kN – 333,62 kN). Chciano to osi\u0105gn\u0105\u0107 poprzez zwi\u0119kszenie kompresji.<\/p>\n
Pierwszym w podrodzinie by\u0142 CF6-GE-80A o ci\u0105gu 48\u00a0000 lfb (213,51 kN). Pos\u0142u\u017cy\u0142 do nap\u0119dy B767 (1982 rok), A310 (1983 rok). By\u0142y to pierwsze silniki, kt\u00f3re umo\u017cliwi\u0142y dwusilnikowym samolotom uzyska\u0107 mo\u017cliwo\u015b\u0107 lot\u00f3w typu ETOPS.<\/p>\n
S\u0142owo ETOPS jest akronimem s\u0142\u00f3w Extended Operations, w wolnym t\u0142umaczeniu \u2013 przed\u0142u\u017cona operacja. Loty ETOPS to takie w kt\u00f3rych do najbli\u017cszego lotniska jest ponad 60 minut lotu. Jednym s\u0142owem chodzi\u0142o o zdolno\u015b\u0107 do jak najd\u0142u\u017cszego utrzymania si\u0119 w powietrzu z jednym pracuj\u0105cym silnikiem. Nad l\u0105dem nie mia\u0142o to wi\u0119kszego znaczenia. Ale nad oceanem ju\u017c tak. Wym\u00f3g\u0142 by\u0142 taki, aby przy jednym pracuj\u0105cym silniku samolot do najbli\u017cszego lotniska nie mia\u0142 dalej ni\u017c 60 minut lotu. Nad Oceanem Atlantyckim by\u0142o to niemo\u017cliwe. Dlatego samoloty mia\u0142y 3 lub 4 silniki. Samolot B767 by\u0142 pierwszym, kt\u00f3ry z dwoma silnikami CF6 bez problemy m\u00f3g\u0142by pokonywa\u0107 Ocean Atlantycki. Ale nie pozwala\u0142y na to przepisy, bo samolot lecia\u0142by w strefie ETOPS. Dlatego zacz\u0119to wydawa\u0107 certyfikaty dla samolot\u00f3w dwusilnikowych, kt\u00f3ry na jednym silniku s\u0105 w stanie utrzyma\u0107 si\u0119 120 lub 180 minut. Ten przepis pozwoli\u0142 na loty przez Ocean Atlantycki i Pacyfik samolot dwusilnikowym.<\/p>\n
Silnik CF6-GE-80A ma ci\u0105g 48\u00a0000 lfb (213,51 kN). \u015arednica wentylatora bez zmian (86,4 in). Przep\u0142yw powietrza 651 kg\/s. Kompresja 28:1.<\/p>\n
Silnik CF6-GE-80C ma wi\u0119kszy wentylator 93 in (2,3622 m). Przep\u0142yw powietrza wynosi 790 kg\/s. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 30,4:1. Do spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia dodano jeszcze jeden stopie\u0144. Ci\u0105g silnika wynosi 59\u00a0000 lfb (262,45 kN). Silnik jako F138-GE-100 jest u\u017cywany do nap\u0119du samolot\u00f3w C-5M Super Galaxy. Na bazie silnika CF6-GE-80 opracowana przemys\u0142owa turbin\u0119 LM6000 o mocy 40-56 MW, zasilane gazem lub olejem lekkim.<\/p>\n
Silnik CF6-GE-80E jest najmocniejszym z rodziny. Ma ci\u0105g w granicach 67\u00a0500 lfb \u2013 72000 lfb (300,25 kN – 320,27).<\/p>\n
Dane silnika CF6-GE-50: d\u0142ugo\u015b\u0107 4,65 m (183 in), \u015brednica 2,67 m (105 in), masa ca\u0142kowita 4067 kg – 4104 kg (8 966 \u2013 9 047 lb). Silnik sk\u0142ada si\u0119 z wentylatora, 3-stopniowej spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 14-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia, 4-stopniowej turbiny niskiego ci\u015bnienia. Ci\u0105g 52\u00a0500 lbf \u2013 61\u00a0500 lbf (233,53 kN – 273,57 kN). Kompresja spr\u0119\u017carki 29,2:1 \u2013 31,1:1. Stosunek ci\u0105gu do masy 5,6:1 \u2013 6:1.<\/p>\n
General Electric GE90.<\/h3>\n
W 80-latach XX wieku udane silniki General Electric CF6 wyczerpa\u0142y swoje mo\u017cliwo\u015bci rozwojowe. Nauka i technika poczyna\u0142a w tym czasie kolejne kroki do przodu. Firma General Electric skorzysta\u0142a z bada\u0144 prowadzonych przez NASA w 70-latach. Dzi\u0119ki tym badaniom uda\u0142o si\u0119 w spos\u00f3b zdecydowany zwi\u0119kszy\u0107 stopie\u0144 kompresji spr\u0119\u017carki typu osiowego, nawet do 24:1. Przyst\u0105piono do opracowania nowego silnika, kt\u00f3remu nadano oznaczenie GE90. Silnik GE90 nadal pozosta\u0142 w uk\u0142adzie dwu-szpulowym. Silnik sk\u0142ada si\u0119 z wentylatora, 3-stopniowej spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia osadzonej na tym samym wale co wentylator. Dalej jest 10-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia. \u0141\u0105czna kompresja wynosi 23:1. Za pier\u015bcieniow\u0105 komor\u0105 spalania umieszczono 2-stopniowa turbin\u0119 wysokiego ci\u015bnienia, ch\u0142odzon\u0105 powietrzem i 6-stopniowa turbin\u0119 niskiego ci\u015bnienia.<\/p>\n
Silniki GE90 s\u0105 fizycznie najwi\u0119kszymi turbinami lotniczymi. \u015arednica wentylatora standardowo wynosi 123 in (3,10 m). W najwi\u0119kszych wariantach (GE90-115B) wentylator ma \u015brednic\u0119 128 in (3,30 m). W 2002 roku podczas test\u00f3w certyfikacji silnik GE90-115B ustanowi\u0142 \u015bwiatowy rekord ci\u0105gu wynikiem 127 900 lbf (568,93 kN).<\/p>\n
Pierwsze uruchomienie silnika GE90 nast\u0105pi\u0142o w marcu 1993 roku. silnik od samego pocz\u0105tku by\u0142 dedykowany najwi\u0119kszemu dwusilnikowemu samolotowi \u015bwiata Boeing B777. Do 2015 roku zbudowano oko\u0142o 2\u00a0000 sztuk silnik\u00f3w GE90.<\/p>\n
Do prac nad silnikiem GE90 przyst\u0105piono w 1990 roku po podpisaniu porozumienia mi\u0119dzy: General Electric Aviation, Snecma (Francja), IHI (Japonia), Avio (W\u0142ochy). Konkurenci (Pratt & Whitney, Rolls Royce) w tym czasie oferowali modyfikowane wersje swoich silnik\u00f3w. W efekcie firma General Electric zapewni\u0142a sobie wy\u0142\u0105czno\u015b\u0107 na produkcj\u0119 najmocniejszych silnik\u00f3w komercyjnych. Zw\u0142aszcza do samolot\u00f3w B777.<\/p>\n
Kwestia najmocniejszych silnik\u00f3w serii GE90 ma jednak drugie dno. Aby silnik GE90 by\u0142 mocniejszy usuni\u0119to jeden stopie\u0144 spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, a dodano jeden stopie\u0144 spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia. Podobny manewr zrobiono, kiedy zmieniano silnik CF6-GE-6 na CF6-GE-50. Jednak wzrost przep\u0142ywu powietrza przez silnik wymaga wi\u0119kszych pozosta\u0142ych komponent\u00f3w. Na przyk\u0142ad stopni turbiny. Dlatego silniki te nie s\u0105 ze sob\u0105 kompatybilne.<\/p>\n
Wentylator silnika GE90 jest wykonany g\u0142\u00f3wnie z kompozytu. Pierwsze odmiany mia\u0142y \u0142opatki wentylatora proste. Nowsze odmiany otrzyma\u0142y mniej \u0142opatek wentylatora, ale o zakrzywionych kszta\u0142tach. Pierwsze \u0142opatki kompozytowe wykonano w 1995 roku. Jedna \u0142opata wentylatora ma ponad 4 ft (ponad 1,22 m) i wa\u017cy mniej ni\u017c 50 lb (22,68 kg). \u0141opata jest wykonana z w\u0142\u00f3kna w\u0119glowego i rdzenia wykonanego z epoksydu hartowanego. Jest dwukrotnie wi\u0119kszej wytrzyma\u0142o\u015bci ni\u017c tytan i ma jedn\u0105 trzeci\u0105 jego masy. Poza tym jej wykonanie jest \u0142atwiejsze, ale bardziej czasoch\u0142onne.<\/p>\n
Pierwsze miesi\u0105ce s\u0142u\u017cby silnik\u00f3w GE90 w samolotach B777 nie by\u0142y zbyt udane. Na ca\u0142y rok musiano wstrzyma\u0107 loty przez Ocean Atlantycki z uwagi na ryzyko awarii technicznej silnik\u00f3w. Sytuacje t\u0119 wykorzysta\u0142a firma Rolls Royce, montuj\u0105c w samolotach B777 swoje silniki. Na szcz\u0119\u015bcie uda\u0142o si\u0119 rozwi\u0105za\u0107 wszystkie problemy i samolot B777 z silnikami GE90 sta\u0142 si\u0119 najch\u0119tniej zamawianym samolotem dalekodystansowym, pozostawiaj\u0105c w pobitym polu samolot Airbus A340.<\/p>\n
Do silnika GE90-115B nale\u017cy aktualny rekord ci\u0105gu wynosz\u0105cy 122\u00a0965 lbf (546,98 kN). W pa\u017adzierniku 2003 roku, Boeing 777-300ER pobi\u0142 rekord ETOPS b\u0119d\u0105c w stanie lata\u0107 pi\u0119\u0107 i p\u00f3\u0142 godziny (330 minut) z jednym wy\u0142\u0105czonym silnikiem. Samolot, z silnikami GE90-115B, polecia\u0142 z Seattle do Tajwanu w ramach programu certyfikacyjnego ETOPS. W listopadzie 2005 roku B777-200 LR z silnikami GE90-110B1 odby\u0142 najd\u0142u\u017cszy lot handlowy. Przelecia\u0142 13 422 mil (21 601 km), w ci\u0105gu 22 godzin, 42 minut, lec\u0105c z Hongkongu do Londynu po specjalnie wyd\u0142u\u017conej trasie.<\/p>\n
Dane silnika GE90: Silniki wykonywany s\u0105 w dw\u00f3ch podstawowych odmianach i kilku wersjach. G\u0142\u00f3wna r\u00f3\u017cnica polega na liczbie stopni spr\u0119\u017carki: 1 wentylator (ma 22 kompozytowe \u0142opatki), 3-stopnie niskiego ci\u015bnienia, 10-stopni wysokiego ci\u015bnienia lub 1 wentylator, 4-stopnie niskiego ci\u015bnienia, 9-stopni wysokiego ci\u015bnienia. Uk\u0142ad turbin jest identyczny (2-stopnie wysokiego ci\u015bnienia, 6-stopni niskiego ci\u015bnienia). D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika 286,90 in (7,29 m) lub 286,67 in (7,28 m), \u015brednica silnika 155,60 in (3,95 m) lub 154,56 in (3,92 m). masa 7\u00a0890 kg \u2013 8\u00a0760 kg. Ci\u0105g od 81,070\u00a0lbf (360.6\u00a0kN) do 115,540\u00a0lbf (513.9\u00a0kN). Stosunek przep\u0142ywu zimnego do gor\u0105cego wynosi od 8,4:1 do 9:1. Kompresja w granicach od 40:1 do 42:1.<\/p>\n
General Electric GEnx.<\/h3>\n
Silnik General Electric GEnx jest kontynuacj\u0105 linii silnik\u00f3w GE90. Silnik by\u0142 specjalnie dedykowany nowym samolotom B787 i B747-8. Pierwsze jego uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w 2006 roku.<\/p>\n
Po raz pierwszy w historii jeden samolot B787 lub B747-8 mo\u017ce by\u0107 nap\u0119dzany albo silnikami Rolls Royce Trent 1000, albo General Electric GEnx. Zmiana silnik\u00f3w mo\u017ce nast\u0105pi\u0107 w dowolnym momencie eksploatacji samolotu. Umo\u017cliwia to identyczny inter-face obu silnik\u00f3w. Poza tym silniki s\u0105 zmodyfikowane w kierunku uk\u0142ad\u00f3w nazwanych MEA (More Electric Aircraft), czyli wi\u0119cej energii elektrycznej w uk\u0142adach samolotu. Oznacza to wiele uk\u0142ad\u00f3w hydraulicznych i pneumatycznych zosta\u0142o zast\u0105pionych uk\u0142adami elektrycznymi. Na ka\u017cdym silniku zamontowano nie jeden tylko dwa generatory pr\u0105du elektrycznego.<\/p>\n
Standardowy silnik klasy General Electric GEnx zu\u017cywa o 20 % mniej paliwa, ni\u017c wersja General Electric GE90 z 90-lat. Pierwsze testy silnika General Electric GEnx przeprowadzono w lutym 2007 roku przy u\u017cyciu samolotu B747-100. Nowy silnik zamontowano w miejscu silnika Nr 2 (wewn\u0119trzny lewy).<\/p>\n
Eksploatacja samolot\u00f3w B787 ujawni\u0142o nowe zjawisko, kt\u00f3re stworzy\u0142o nieznane do tej pory problemy. Chodzi o to, \u017ce samoloty B787 lataj\u0105 zwykle na wi\u0119kszych pu\u0142apach ni\u017c inne samoloty. M\u00f3wimy o pu\u0142apach 40\u00a0000 ft (12\u00a0192 m) i wi\u0119cej. Dlatego na wlotach do silnik\u00f3w cz\u0119\u015bciej ni\u017c w innych samolotach pojawia si\u0119 oblodzenie. Dlatego pojawi\u0142o si\u0119 zalecenie unikania du\u017cych burz id\u0105cych na du\u017cych wysoko\u015bciach. Jednak problem istnieje i nale\u017cy go w spos\u00f3b systemowy rozwi\u0105za\u0107. Ju\u017c wykonano poprawki w systemie informacyjno-alarmowym o oblodzeniu.<\/p>\n
Dane silnika General Electric GEnx dla samolot\u00f3w B787: \u015brednica wentylatora 111 in (2,8 m) dla B787 I 105 in (2,7 m) dla B747-8. \u0141opatki wentylatora wykonane z kompozytu. Kraw\u0119dzie natarcia z nak\u0142adkami wykonanymi ze stali stopowej. Liczba \u0142opatek w wentylatorze wynosi 18 sztuk. Gondole silnik\u00f3w wykonane z kompozytu. \u0141opatki stopni spr\u0119\u017carki wykonane ze stopu aluminium-tytan. Stosunek przep\u0142ywu zimnego do gor\u0105cego wynosi 9,6:1. Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 23:1. Silnik nadal jest dwu-szpulowy. Wa\u0142y kr\u0119c\u0105 si\u0119 w przeciwnych kierunkach, co eliminuje jeden stopie\u0144 stojanu. Poszczeg\u00f3lne podzespo\u0142y silnika maj\u0105 ni\u017csz\u0105 temperatur\u0119 z uwagi na bardziej wydajny proces ch\u0142odzenia. Silnik sk\u0142ada si\u0119 z jednego wentylatora (\u015brednica 111 in, obraca si\u0119 zgodnie ze wskaz\u00f3wkami zegara), 4-stopnie spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 10-stopni spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 7-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Silnik posiada cyfrowe sterowanie. Silnik nie ma upustu spr\u0119\u017conego powietrza do innych instalacji samolotu, kt\u00f3re z pneumatycznych i hydraulicznych zosta\u0142y zast\u0105pione uk\u0142adami elektrycznymi. Silnik ma ci\u0105g w zale\u017cno\u015bci od wersji od 56\u00a0300 lbf do 72,300 lbf.<\/p>\n
Silnik dla samolot\u00f3w B747-8: wentylator o \u015brednicy 105 in. Uk\u0142ad stopni 1, 3, 10, komora spalania, 2, 6. Ci\u0105g 58\u00a0500 lbf.<\/p>\n
Szczeg\u00f3\u0142owe dane wersji General Electric GEnx-1B64 dla B787, d\u0142ugo\u015b\u0107 184,70 in (4,69 m), masa 5\u00a0816 kg. Ci\u0105g 63\u00a0800 lbf (284 kN).<\/p>\n
Silnik GE9x.<\/h3>\n
GE9x to nowy silnik dla samolotu Boeing 777-8X \/ 9X. Zar\u00f3wno silnik jak i samolot zacz\u0119to opracowywa\u0107 w 2012 roku. poniewa\u017c prace s\u0105 w toku nie ma jeszcze ostatecznej wersji silnika. Zar\u00f3wno \u015brednica wentylatora, jak i liczba stopni poszczeg\u00f3lnych sekcji silnika ulega zmianie. Z ostatnich informacji wynika, \u017ce \u015brednica wentylatora wyniesie 3,35 m. wentylator ma tylko 16 kompozytowych \u0142opatek. W silniku wzro\u015bnie udzia\u0142 materia\u0142\u00f3w opartych na ceramice, kt\u00f3re potrafi\u0105 pracowa\u0107 w temperaturach oko\u0142o 1\u00a0300 stopni C.<\/p>\n
Pierwsze uruchomienie mia\u0142o nast\u0105pi\u0107 w 2016 roku. Od 2017 roku powinny trwa\u0107 testy w powietrzu, a w 2018 roku powinna odby\u0107 si\u0119 certyfikacja.<\/p>\n
Pratt & Whitney JT9D. 1966 rok.<\/h3>\n
R\u00f3wnie\u017c druga Ameryka\u0144ska firma Pratt & Whitney buduj\u0105ca silniki lotnicze przyst\u0105pi\u0142a do budowy du\u017cego silnika turbo-wentylatorowego. Uruchomiono program JT9 (JT9D) Celem by\u0142o zbudowanie nap\u0119du dla pierwszego szerokokad\u0142ubowego samolotu Boeing B747-100 Jumbo Jet. Pierwsze uruchomienie nast\u0105pi\u0142o w grudniu 1966 roku.<\/p>\n
Pocz\u0105tki programu si\u0119gaj\u0105 czasu poszukiwania nap\u0119du dla wojskowego samolotu transportowego CX-X, p\u00f3\u017aniejszego C-5 Galaxy. Firma Pratt & Whitney zg\u0142osi\u0142a projekt JT9, kt\u00f3ry przegra\u0142 jednak rywalizacj\u0119 z silnikiem TF39 firmy General Electric. Lecz silnikiem zainteresowa\u0142a si\u0119 firma Boeing, kt\u00f3ra poszukiwa\u0142a nap\u0119du dla swojego B747.<\/p>\n
Punktem wyj\u015bcia do opracowania silnika by\u0142 udany i popularny nap\u0119d JT8-PW. W budowie silnika szeroko wykorzystano tytan i stopy niklu. Pierwsze testy na hamowni przeprowadzono w grudniu 1966 roku. Nast\u0119pnie silnik zamontowano na testowym samolocie B-52 E podobnie jak testowano silnik TF39. Loty rozpocz\u0119to w czerwcu 1968 roku. Pierwszy lot prototypu B747 z silnikami JT9 wykonano w dniu 9 lutego 1969 roku.<\/p>\n
Pierwszy silnik, kt\u00f3ry w 1970 roku wszed\u0142 do eksploatacji mia\u0142 oznaczenie JT9D-PW-3. Otrzyma\u0142 nast\u0119puj\u0105c\u0105 architektur\u0119: wentylator, 3-stopniowa spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia, 11-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia, 4-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia. Masa silnika 8\u00a0608 funt\u00f3w (3\u00a0905 kg). Ci\u0105g startowy 43\u00a0500 lfb (193,50 kN).<\/p>\n
Silnik w r\u00f3\u017cnych odmianach by\u0142 produkowany do 1990 roku. S\u0142u\u017cy do nap\u0119du takich samolot\u00f3w jak B747, B767, DC-10, A300, A310. Wojskowa wersja silnika JT9D otrzyma\u0142a oznaczenie Pratt & Whitney F105 i zosta\u0142a u\u017cyta do nap\u0119du samolot\u00f3w Boeing E-4.<\/p>\n
Silnik JT9D zosta\u0142 zast\u0105piony przez silnik PW4000, kt\u00f3ry sk\u0142ada si\u0119 z mniejszej ilo\u015bci cz\u0119\u015bci, ma wi\u0119ksz\u0105 niezawodno\u015b\u0107 i jest ta\u0144szy w zakupie i eksploatacji.<\/p>\n
Silnik Pratt & Whitney PW2000 to rodzina silnik\u00f3w o \u015brednim ci\u0105gu o zakresie od 37 000 lbf (164,58 kN) do 43 000 lbf (191,27 kN). Silniki trafi\u0142y jako nap\u0119d do B757 i jako F117 do C-17 Globemaster III. Silniki PW2000 wesz\u0142y do s\u0142u\u017cby w 1984 roku. By\u0142 jednym z pierwszych silnik\u00f3w sterowanych elektronicznie. Silnik jest dopuszczony do lotu w strefie ETOPS do 180 minut.<\/p>\n
Dane silnika Pratt & Whitney JT9D-7: d\u0142ugo\u015b\u0107 128,2 in (3\u00a0260 m), \u015brednica 2,340 m (92,3 in), masa silnika suchego 3\u00a0905 kG (8\u00a0608 lb). Paliwo kerozyna typ Jet A-1. Kompresja spr\u0119\u017carki 23,4:1 (kompresja wentylatora 1,64:1). Stosunek dwuprzep\u0142ywowo\u015bci 5:1. Wsp\u00f3\u0142czynnik ci\u0105gu do masy 5,4-5,8. Ci\u0105g 46\u00a0300 lbf \u2013 50\u00a0000 lfb (205,95 kN – 222,41 kN). Zu\u017cycie paliwa 61,16 kg\/kNh przy pr\u0119dko\u015bci przelotowej Ma-0,8 na pu\u0142apie 35\u00a0000 ft (11\u00a0000 m).<\/p>\n
Do ameryka\u0144skiej konkurencji do\u0142\u0105czy\u0142a firma Rolls-Royce, buduj\u0105c udany silnik turbo-wentylatorowy RB211. Pierwsze uruchomienie silnika nast\u0105pi\u0142o w 1969 roku. Silnik RB211 trafi\u0142 jako nap\u0119d do samolot\u00f3w B747, B757, B767, L-1011, Tu-204.<\/p>\n Najwi\u0119kszym sukcesem Brytyjczyk\u00f3w by\u0142o wybranie silnika RB211 jako podstawowy nap\u0119d samolot\u00f3w Lockheed L-1011 Tristar (1972 rok). By\u0142 to jedyny silnik nap\u0119dzaj\u0105cy ten samolot. Prawdopodobnie by\u0142a to jedna z przyczyn mniejszej popularno\u015bci samolotu. By\u0107 mo\u017ce, gdyby by\u0142a mo\u017cliwo\u015b\u0107 wyboru silnika, zainteresowanie samolotem by\u0142oby wi\u0119ksze. W efekcie, kiedy samoloty L-1011 s\u0105 z\u0142omowane trudno jest znale\u017a\u0107 nabywc\u0119 na silniki. Inaczej jest w przypadku z\u0142omowania konkurencyjnego DC-10, czy pierwszych wersji B747. Du\u017cym sukcesem firmy Rolls-Royce by\u0142a tak\u017ce sprzeda\u017c silnik\u00f3w rosjanom dla samolotu Tu-204.<\/p>\n Silnik Rolls-Royce RB211 by\u0142 jedynym w\u00f3wczas silnikiem turbo-wentylatorowym tr\u00f3j-wa\u0142owym. (Silniki CF6 oraz JT9D to silniki dwu-wa\u0142owe). Jak si\u0119 okaza\u0142o, to zapewni\u0142o rozw\u00f3j silnika na p\u00f3\u0142 wieku. Silnik opracowywano dla ci\u0105gu 37400 lbf \u2013 60\u00a0600 lbf (166,36 kN – 269,56 kN). W 1990 roku silnik RB211 zosta\u0142 oficjalnie zast\u0105piony modelem Trent.<\/p>\n Historia silnika si\u0119ga po\u0142owy 60-lat. Firma Rolls-Royce pracowa\u0142a w\u00f3wczas nad nowym nap\u0119dem dla samolotu Hawker Siddeley Trident (samolot podobny do B727), kt\u00f3ry mia\u0142by zast\u0105pi\u0107 silnik RB.163-25 Spey 51. Celem by\u0142a poprawa ekonomiczno\u015bci samolotu. Samolot Hawker Siddeley Trident okaza\u0142 si\u0119 wyj\u0105tkowo pechowy. Uczestniczy\u0142 w 17 wypadkach i katastrofach. Silnik nosi\u0142 oznaczenie RB.178 i mia\u0142 mie\u0107 ci\u0105g 45\u00a0000 lbf (200,17 kN). Samolot Trident mia\u0142 mie\u0107 dwa takie silniki. Program samolotu jednak zosta\u0142 skasowany. Silnik natomiast rozwijano jako RB.207 o ci\u0105gu 47\u00a0500 lbf (211,29 kN), aby pos\u0142u\u017cy\u0142 do nap\u0119du samolotu A300. Zanim jednak zosta\u0142 sfinalizowany, przekszta\u0142ci\u0142 si\u0119 w program RB.211.<\/p>\n Silnik w uk\u0142adzie tr\u00f3j-wa\u0142owym, cho\u0107 bardziej skomplikowany konstrukcyjne, obiecywa\u0142 znacznie wi\u0119ksz\u0105 wydajno\u015b\u0107 i mniejsze zu\u017cycie paliwa. Ka\u017cdy wa\u0142 standardowo obraca si\u0119 w tym samym kierunku (zgodnie z kierunkiem obrot\u00f3w zegara patrz\u0105c od ty\u0142u). Ka\u017cdy wa\u0142, a wi\u0119c i spr\u0119\u017carka pracuje z inn\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105 obrotowa, co zapewnia wi\u0119ksz\u0105 elastyczno\u015b\u0107 uk\u0142adowi. Wed\u0142ug tej koncepcji zbudowano silnik oznaczony RB.203 o ci\u0105gu 10\u00a0000 lbf (44,48 kN) i mia\u0142 on zast\u0105pi\u0107 silnik Rolls-Royce Spey. Prace rozpocz\u0119to w 1965 roku, kiedy powsta\u0142 prototyp silnika tr\u00f3j-wa\u0142owego. Wspomniany powy\u017cej silnik RB.207, bezpo\u015bredni poprzednik RB.211 powsta\u0142 w 1967 roku. W dniu 23.06.1967 roku firma Rolls-Royce zaoferowa\u0142a firmie Lockheed silnik RB.211 jako nap\u0119d do samolotu L-1011. Ju\u017c podczas pertraktacji potwierdzono, \u017ce w razie konieczno\u015bci moc silnika zostanie zwi\u0119kszona. Certyfikat dla silnika RB.207\/RB.211 uzyskano w grudniu 1970 roku. Dysponowa\u0142 ci\u0105giem 33\u00a0260 lbf (147,95 kN). Opr\u00f3cz nowoczesnego uk\u0142adu tr\u00f3j-wa\u0142owego silnik otrzyma\u0142 \u0142opatki wentylatora wykonane z kompozytu (w\u0142\u00f3kno w\u0119glowe o nazwie Hyfil opracowanym na RAE Farnborough). Tego typu wentylator jest znacznie l\u017cejszy od wentylatora wykonanego ze stali. Mimo, \u017ce harmonogram prac nad silnikiem RB.211 by\u0142 bardzo napi\u0119ty, firma Rolls-Royce dotrzyma\u0142a wszystkich termin\u00f3w. W styczniu 1971 roku silnik zosta\u0142 skierowany do eksploatacji.<\/p>\n Firma Lockheed do nap\u0119du samolotu L-1011 wybra\u0142a tylko silnik RB.211, sadz\u0105c, \u017ce on da du\u017c\u0105 przewag\u0119 ekonomiczna nad konkurentem DC-10. Firma Rolls-Royce z\u0142o\u017cy\u0142a tak\u017ce ofert\u0119 silnika RB.211-10 o ci\u0105gu 35\u00a0000 lbf (155,69 kN) firmie Douglas dla samolotu DC-10. Od pa\u017adziernika 1967 roku toczy\u0142y si\u0119 wa\u017cne rozmowy mi\u0119dzy wielk\u0105 pi\u0105tk\u0105: Rolls-Royce, General Electric, Pratt & Whitney, Lockheed i Douglas. Producenci samolot\u00f3w podnosili wymagania techniczne, a producenci silnik\u00f3w obni\u017cali cen\u0119 jednostkow\u0105 za silnik i podnosili parametry techniczne. Z pocz\u0105tkiem 1968 roku Rolls-Royce oferowa\u0142 ju\u017c silnik o mocy 40\u00a0600 lbf (180,60 kN) w wersji RB.211-18. Wreszcie w marcu 1968 roku przedstawiciele firmy Lockheed og\u0142osili oficjalnie, \u017ce maj\u0105 zam\u00f3wienie na 94 maszyn L-1011 Tristar i kupuj\u0105 150 zestaw\u00f3w silnik\u00f3w RB.211-22.<\/p>\n Rolls-Royce podobnie jak amerykanie natrafili na du\u017ce problemy techniczne; przekroczenie zak\u0142adanej wagi silnika, ni\u017cszy od zamierzonego ci\u0105g. By\u0142y problemy z jako\u015bci\u0105 odkuwek wykonanych z tytanu. Do jesieni 1969 roku firma by\u0142a na dobrej drodze do pozytywnego fina\u0142u. Jednak w maju 1970 roku sytuacja si\u0119 pogorszy\u0142a. Wykonywano standardowy test polegaj\u0105cy na wystrzeleniu kurczaka w pracuj\u0105cy silnik. \u0141opatki wentylatora wykonane z w\u0142\u00f3kna w\u0119glowego (Hyfil) rozsypa\u0142y si\u0119. Rozwi\u0105zaniem okaza\u0142y si\u0119 tytanowe nak\u0142adki na ostrza \u0142opatek wentylatora. Ale to zwi\u0119kszy\u0142o koszty programu.<\/p>\n Na tym nie koniec. W lipcu 1967 roku nagle zmar\u0142a Adrian Lombard \u201eLom\u201d, szef in\u017cynier\u00f3w w Rolls-Royce. Cz\u0142owiek o nieprzeci\u0119tnych zdolno\u015bciach. Ten kt\u00f3remu zawsze udawa\u0142o si\u0119 rozwi\u0105za\u0107 najtrudniejsze problemy. Stanley Hooker powiedzia\u0142 \u2013 \u201eTo by\u0142 wielki lider. Jego \u015bmier\u0107 wywo\u0142a\u0142a pr\u00f3\u017cni\u0119, kt\u00f3rej nikt nie jest w stanie wype\u0142ni\u0107.\u201d<\/p>\n We wrze\u015bniu 1970 roku sytuacja finansowa firmy Rolls-Royce sta\u0142a si\u0119 dramatyczna. Firma wyst\u0105pi\u0142a do rz\u0105du UK o pomoc podaj\u0105c, \u017ce koszty rozwojowe przekroczy\u0142y ju\u017c dwukrotnie koszty planowane i osi\u0105gn\u0119\u0142y 170,3 milion\u00f3w \u00a3. Ponadto do ca\u0142kowitego zako\u0144czenia programu przypuszczalnie jeszcze wzrosn\u0105, a jeden silnik b\u0119dzie kosztowa\u0142 minimum 230\u00a0375 \u00a3. Firma w tym czasie zatrudnia\u0142a oko\u0142o 19\u00a0000 pracownik\u00f3w i by\u0142a najwi\u0119kszym pracodawca w rejonie. Istnia\u0142o realne ryzyko zamkni\u0119cia firmy i za tym gigantyczne bezrobocie. W styczniu 1971 roku firma sta\u0142a si\u0119 niewyp\u0142acalna, a w dniu 4 lutego 1971 roku wszcz\u0119to proces upad\u0142o\u015bciowy. Konserwatywny rz\u0105d brytyjski pod kierunkiem Edward Heath wyci\u0105gn\u0105\u0142 do firmy r\u0119k\u0119. Zak\u0142ad zosta\u0142 znacjonalizowany i uruchomiono fundusze na doko\u0144czenie programu silnika RB.211. W maju 1971 roku powsta\u0142a nowa\/stara firma Rolls-Royce Ltd.<\/p>\n Za oceanem program samolotu L-1011 tak\u017ce natrafi\u0142 na trudno\u015bci, zw\u0142aszcza finansowe. Kilku potencjalnych nabywc\u00f3w wycofa\u0142o si\u0119. Poniewa\u017c rz\u0105d UK zagwarantowa\u0142 doprowadzenie programu silnika RB.211 do ko\u0144ca, dlatego administracja USA (mimo pewnej opozycji ze strony konkurent\u00f3w) udzieli\u0142a gwarancji na kredyty dla doko\u0144czenia programu L-1011.<\/p>\n W czerwcu 1971 roku zawarto now\u0105 umow\u0119 mi\u0119dzy Rolls-Royce, a Lockheed. W umowie tej anulowano wszystkie poprzednie kary. Ustalono now\u0105 wy\u017csz\u0105 cen\u0119 za jeden silnik 110\u00a0000 \u00a3. Do firmy z powrotem \u015bci\u0105gni\u0119to znakomitych in\u017cynier\u00f3w, kt\u00f3rzy odeszli na emerytury w czasie trudno\u015bci finansowych. W\u015br\u00f3d nich Stanley Hookker. Stara i nowa kadra rozwi\u0105za\u0142a pozosta\u0142e problemy z silnikiem RB.211. Silnik zosta\u0142 ostatecznie kwalifikowany w dniu 14 kwietnia 1972 roku. Tylko z rocznym op\u00f3\u017anieniem. Pierwszy L-1011 TriStar wszed\u0142 do s\u0142u\u017cby w Eastern Air Lines w dniu 26 kwietnia 1972 roku. Stanley Hooker w 1974 roku otrzyma\u0142 tytu\u0142 szlachecki. Jak na ironi\u0119 silnikowi pom\u00f3g\u0142 \u015bwiatowy kryzys paliwowy z 1973 roku.<\/p>\n Pocz\u0105tkowo silnik RB.211-22 nie by\u0142 taki niezawodny i ekonomiczny, jak si\u0119 spodziewano. Nawet nieznacznie obni\u017cono jego ci\u0105g. Jednak ju\u017c po trzech latach turbina zacz\u0119\u0142a \u015bwi\u0119ci\u0107 trumfy. Bi\u0142a rekordy niezawodno\u015bci i dor\u00f3wna\u0142a planom ekonomiczno\u015bci.<\/p>\n Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-22: silnik turbo-wentylatorowy, tr\u00f3j-wa\u0142owy. Stosunek dwu-przep\u0142ywu wynosi 5:1. Jeden wentylator, 7-stopniowa spr\u0119\u017carka po\u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 7-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia (HP), pier\u015bcieniowa komora spalania z 18 palnikami, 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia (HP), 1-stopniowa turbina \u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia (LP). \u015arednica wentylatora 84,8 in (2,1539 m), d\u0142ugo\u015b\u0107 119,4 in (3,0327 m), masa 4\u00a0171 kg, ci\u0105g 42\u00a0000 lbf (186,83 kN). W silniku Rolls Royce trzecia turbina (wysokiego ci\u015bnienia) kr\u0119ci si\u0119 zgodnie z kierunkiem wskaz\u00f3wek zegara. Pozosta\u0142e kr\u0119c\u0105 si\u0119 przeciwnie do wskaz\u00f3wek zegara.<\/p>\n Zgodnie z tym, co m\u00f3wiono w po\u0142owie 60-lat, \u017ce silnik ma ogromny potencja\u0142, z pocz\u0105tkiem 1973 roku przeprojektowano wentylator i spr\u0119\u017cark\u0119. Silnik RB.211-524 osi\u0105gn\u0105\u0142 ci\u0105g 50\u00a0000 lbf (222,41 kN) i doskonale nadawa\u0142 si\u0119 do nap\u0119du kolejnych modeli L-1011 oraz B747. Wprowadzono go do u\u017cytku w pa\u017adzierniku 1973 roku. Mimo pocz\u0105tkowych opor\u00f3w firmy Boeing, zgodzi\u0142a si\u0119 ona na monta\u017c silnik\u00f3w RB.211-524 w samolotach kupowanych przez British Airways. W kolejnych latach inne linie lotnicze kupowa\u0142y samoloty B747 z silnikami Rolls-Royce RB.211. Mi\u0119dzy innymi przewo\u017anik Quantas, kt\u00f3ry zdradzi\u0142, \u017ce samolot B747 z czterema silnikami RB.211 spala o 7 % mniej paliwa ni\u017c DC-10 z trzema silnikami JT9D. To s\u0105 znaczne oszcz\u0119dno\u015bci paliwa, zw\u0142aszcza, \u017ce w 1973 roku \u015bwiat wszed\u0142 w kryzys zwi\u0105zany z drastycznym zwi\u0119kszeniem cen za rop\u0119 naftow\u0105.<\/p>\n Firma Rolls-Royce konsekwentnie rozwija\u0142a silnik RB.211-524 osi\u0105gaj\u0105c ci\u0105g 51\u00a0500 lbf (229,08 kN), a nast\u0119pnie w 1981 roku ci\u0105g 53\u00a0000 lbf (235,76 kN).<\/p>\n Ekonomia wzi\u0119\u0142a g\u00f3r\u0119. To teraz linie lotnicze bardziej poszukiwa\u0142y samolot\u00f3w z silnikami firmy Roll-Royce. W efekcie, sam gigant Boeing zwr\u00f3ci\u0142 si\u0119 do Brytyjczyk\u00f3w o jeszcze wi\u0119kszy ci\u0105g ich silnik\u00f3w, aby nap\u0119dza\u0107 B747-400. Powsta\u0142y kolejne silniki: RB.21-524G o ci\u0105gu 58\u00a0000 lbf (258,00 kN) i RB.211-524H o ci\u0105gu 60\u00a0600 lbf (269,56 kN). By\u0142y to pierwsze silniki komercyjne z pe\u0142nym sterowaniem elektronicznym FADEC. Elektronika kontroluje wszystkie aspekty pracy turbiny, optymalizuj\u0105c jego prac\u0119. Silniki te znalaz\u0142y si\u0119 w ofercie dla samolot\u00f3w B767 jako trzecia alternatywa. Silniki RB.211-524G\/H sta\u0142y si\u0119 podstaw\u0105 do opracowania nowej rodziny silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych oznaczonych jako Trent.<\/p>\n Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-524: silnik turbo-wentylatorowy, tr\u00f3j-wa\u0142owy. Stosunek dwu-przep\u0142ywu wynosi 4,3:1. Jeden wentylator, 7-stopniowa spr\u0119\u017carka po\u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 6-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia (HP), pier\u015bcieniowa komora spalania z 18 palnikami (w ostatnich partiach produkcyjnych 24 palniki), 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia (HP), 1-stopniowa turbina \u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia (LP). \u015arednica wentylatora 84,8 in (2,1539 m), d\u0142ugo\u015b\u0107 119,4 in (3,0327 m), masa 4\u00a0452 kg, ci\u0105g 50\u00a0000 lbf (222,41 kN).<\/p>\n Du\u017cym sukcesem firmy Rolls-Royce by\u0142 udzia\u0142 w budowaniu nap\u0119du dla samolotu B757, kt\u00f3ry mia\u0142 zast\u0105pi\u0107 udane maszyny B727. Program budowy samolotu rozpocz\u0119to w po\u0142owie 70-lat. Firma Rolls-Royce opracowa\u0142a w\u00f3wczas silnik RB.211-535 z mniejszym wentylatorem i usuni\u0119ciem jednego stopnia spr\u0119\u017carki. Ci\u0105g silnika wyni\u00f3s\u0142 37\u00a0400 lbf (166,36 kN). W dniu 31.08.1978 roku samoloty z silnikami RB.211-535 zam\u00f3wi\u0142a linia lotnicza Eastern Airlines. W ten spos\u00f3b pierwszy Boeing B757 zosta\u0142 oblatany z silnikami Rolls-Royce. By\u0142 to ogromny sukces firmy Rolls Royce w USA.<\/p>\n W 1979 roku firma Pratt & Whitney og\u0142osi\u0142a, \u017ce jej nowy silnik PW2000 jest o 8 % oszcz\u0119dniejszy w zu\u017cyciu paliwa ni\u017c silnik firmy Rolls-Royce. Firma brytyjska znalaz\u0142a si\u0119 pod presj\u0105. Szybko opracowa\u0142a silnik RB.211-535E o ci\u0105gu 40\u00a0100 lbf (178,37 kN). Ma on podobne zu\u017cycie paliwa, ale w dodatku jest cichszy i bardziej niezawodny. Silnik wszed\u0142 do u\u017cytku w 1984 roku. Samoloty B757 z silnikami Rolls-Royce zamawia\u0142y tak\u017ce linie lotnicze z USA. Powodem by\u0142o ni\u017csze zu\u017cycie paliwa oraz znacznie mniejszy ha\u0142as.<\/p>\n W 1990 roku silnik RB.211-535 otrzyma\u0142 zgod\u0119 na loty ETOPS 180 minut. By\u0142a to wa\u017cna zgoda, poniewa\u017c Rolls-Royce w 1992 roku zawar\u0142 kontrakt na sprzeda\u017c silnik\u00f3w jako nap\u0119du do samolot\u00f3w pa\u0144stwa moskiewskiego Tu-204. Chocia\u017c samoloty Tu-204 nie mia\u0142y certyfikatu ETOPS, to sam fakt posiadania takiego certyfikatu samolotu B757 z tym samymi silnikami nobilitowa\u0142 przewozy w Rosji.<\/p>\n Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-535: silnik turbo-wentylatorowy, tr\u00f3j-wa\u0142owy. Stosunek dwu-przep\u0142ywu wynosi 4,3:1. Jeden wentylator, 6-stopniowa spr\u0119\u017carka po\u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 6-stopniowa spr\u0119\u017carka wysokiego ci\u015bnienia (HP), pier\u015bcieniowa komora spalania z 18 palnikami (w ostatnich partiach produkcyjnych 24 palniki), 1-stopniowa turbina wysokiego ci\u015bnienia (HP), 1-stopniowa turbina \u015bredniego ci\u015bnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ci\u015bnienia (LP). \u015arednica wentylatora 73,2 in (1,8592 m), d\u0142ugo\u015b\u0107 118,5 in (3,0099 m), masa 3 309 kg, ci\u0105g 37 400 lbf (166,36 kN).<\/p>\n Podobnie, jak to ma miejsce z turbinami ameryka\u0144skimi, tak samo sta\u0142o si\u0119 w przypadku silnika RB.211. W 1974 roku turbina zosta\u0142a wykorzystana do zastosowa\u0144 przemys\u0142owych. Turbina jest wykorzystywana jako nap\u0119d generator\u00f3w pr\u0105du o mocy 25-32 MW. Miedzy innymi na platformach wiertniczych i wydobywczych na morzu. Jako zesp\u00f3\u0142 nap\u0119dowy o oznaczeniu WR-21 i mocy 25 MW jest stosowany do nap\u0119du statk\u00f3w.<\/p>\n Nie wszystkie programy w firmie Rolls Royce zosta\u0142y doprowadzone do ko\u0144ca. Tak sta\u0142o si\u0119 na przyk\u0142ad z silnikiem Rolls Royce RJ.500, kt\u00f3ry by\u0142 opracowywany na prze\u0142omie 70\/80-lat. Silnik RJ.500 mia\u0142 mie\u0107 ci\u0105g 20 000 lbf (88,96 kN). Mia\u0142 by\u0107 realizowany razem z Japo\u0144czykami i mia\u0142 nap\u0119dza\u0107 samoloty \u015bredniego zasi\u0119gu, zabieraj\u0105c na pok\u0142ad oko\u0142o 150 pasa\u017cer\u00f3w.<\/p>\n Silnik Rolls Royce Trent to ca\u0142a rodzina silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych, kt\u00f3re wywodz\u0105 si\u0119 bezpo\u015brednio z rodziny silnik\u00f3w RB.221. Silnik Rolls Royce Trent to nadal tr\u00f3j-szpulowa turbina, z pojedynczym wielkim wentylatorem. Silniki Rolls Royce Trent dysponuj\u0105 ci\u0105giem od 53 000 lbf (235,76 kN) do 95 000 lbf (422,58 kN). Silniki te nap\u0119dzaj\u0105 samoloty komercyjne A330, A340, A350, A380, B777 i B787. Pierwsze uruchomienie silnika nast\u0105pi\u0142o w 1990 roku. Silniki Rolls Royce Trent zosta\u0142 r\u00f3wnie\u017c przystosowany do zastosowa\u0144 przemys\u0142owych i morskich. W pierwszym dziesi\u0119cioleciu XXI wieku silniki Rolls Royce Trent zaj\u0119\u0142y 40 % rynku, zajmuj\u0105c drugie miejsce za silnikami firmy General Electric. Obecnie rodzina silnik\u00f3w Rolls Royce Trent sk\u0142ada si\u0119 z ponad 10 wersji, nie licz\u0105c odmian. Silniki s\u0105 oznaczane liczbowo, co wcale nie oznacza o ich kolejno\u015bci opracowania. Pierwsz\u0105 by\u0142a wersja Trent 700 uruchomiona w sierpniu 1990 roku.<\/p>\n Pami\u0119tamy, \u017ce z ko\u0144cem 60-lat firma Rolls Royce zosta\u0142a znacjonalizowana, co uratowa\u0142o jej istnienie. Jedynka w 80-latach firma funkcjonowa\u0142a coraz gorzej. Nie uda\u0142 si\u0119 program silnika IAE V2500 SuperFan. Nie uda\u0142y si\u0119 tak\u017ce inne zamierzenia. W\u015br\u00f3d du\u017cych silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych dla samolot\u00f3w komercyjnych firma Rolls Royce mia\u0142a tylko 8 % udzia\u0142u. Reszt\u0105 rynku dzieli\u0142y si\u0119 pospo\u0142u firmy ameryka\u0144skie: General Electric i Pratt & Whitney. Dlatego w kwietniu 1987 roku firm\u0119 Rolls Royce na powr\u00f3t sprywatyzowano.<\/p>\n W tym czasie firmy lotnicze projektowa\u0142y ogromne samoloty komercyjne (A330, B777), kt\u00f3re mia\u0142y by\u0107 nap\u0119dzane dwoma silnikami o bezprecedensowych ci\u0105gach. W dodatku klienci \u017c\u0105dali zdolno\u015bci do lotu w rozszerzonym zakresie ETOPS. Rolls Royce postanowi\u0142 uruchomi\u0107 now\u0105 rodzin\u0119 silnik\u00f3w, kt\u00f3re zosta\u0142o oficjalnie og\u0142oszone w 1988 roku na Farnborough Airshow. Po raz trzeci wykorzystano nazw\u0119 rzeki Trent, dla ca\u0142ej rodziny. Podstaw\u0105 silnika Trent by\u0142 RB.211-524L prace nad kt\u00f3rym rozpocz\u0119to w 1987 roku.<\/p>\n Firma Rolls Royce uzyska\u0142a wsparcie finansowe dla programu Trent od brytyjskiego rz\u0105du i rodziny kr\u00f3lewskiej. Mi\u0119dzy innymi w 1989 roku, 100 mln \u00a3, w 1997 roku 250 mln \u00a3, w 2001 roku 100 mln \u00a3.<\/p>\n Uk\u0142ad trzech-szpul, chocia\u017c bardziej skomplikowany, pozwala na du\u017c\u0105 indywidualizacj\u0119 poszczeg\u00f3lnych wersji silnik\u00f3w Trent. Pozwala na przyk\u0142ad na utrzymanie wentylatora o \u015brednicy 116 in, w mniejszej pr\u0119dko\u015bci dla zachowania rygorystycznych norm ha\u0142asu. Z kolei, du\u017ce pr\u0119dko\u015bci turbin \u015bredniego i wysokiego ci\u015bnienia pozwalaj\u0105 na utrzymanie ni\u017cszych temperatur przed turbin\u0105, a to pozwala na zwi\u0119kszenie \u017cywotno\u015bci silnika.<\/p>\n Firma Rolls Royce wykonuje \u0142opatki wentylatora z tytanu. Trzy warstwy tytanu \u0142\u0105czy si\u0119 w odpowiedni spos\u00f3b, tak aby w tak\u0105 rozgrzan\u0105 do czerwono\u015bci kanapk\u0119 m\u00f3c wt\u0142oczy\u0107 spr\u0119\u017cone powietrze i otrzyma\u0107 puste przestrzenie wewn\u0119trzne. Taka \u0142opata ma du\u017c\u0105 wytrzyma\u0142o\u015b\u0107, sztywno\u015b\u0107 i odporno\u015b\u0107. W silniki Trent 800 \u015brednica wentylatora wynosi 110 in i mo\u017ce wirowa\u0107 z pr\u0119dko\u015bci\u0105 3 300 obrot\u00f3w\/min. Ko\u0144c\u00f3wka \u0142opaty ma pr\u0119dko\u015b\u0107 483 m\/s, co znacznie przekracza pr\u0119dko\u015b\u0107 d\u017awi\u0119ku.<\/p>\n Silnik RB221 nie mia\u0142 regulowanych stojan\u00f3w jak to by\u0142o w przypadku konkurent\u00f3w, kt\u00f3rzy stosowali uk\u0142ady dw\u00f3ch-szpul. Jednak w silniku Trent okaza\u0142 si\u0119, \u017ce przynajmniej jeden-stopie\u0144 stojanu (maksymalnie dwa) na spr\u0119\u017carce \u015brodkowej szpuli jest regulowany. Wynik\u0142o to z w\u0105skiego zakresu pracy spr\u0119\u017carki, kiedy silnik jest d\u0142awiony (pilot szybko zmniejsza gaz).<\/p>\n Firma Rolls Royce \u0142opatki turbiny wykonuje ze stopu niklu, kt\u00f3re wydr\u0105\u017cone s\u0105 we wn\u0119trzu metod\u0105 laserow\u0105.<\/p>\n W dniu 17 stycznia 2008 roku dosz\u0142o do znamiennego wypadku. Samolot British Airways Boeing 777-236ER lec\u0105cy z Pekinu do Londynu podczas l\u0105dowania rozbi\u0142 si\u0119, bo silniki Rolls Royce Trent 800 straci\u0142y moc. Dochodzenie wykaza\u0142o, \u017ce wytr\u0105cona z paliwa woda w wymienniku ciep\u0142a paliwowo-olejowym zmieni\u0142a si\u0119 w l\u00f3d i zatka\u0142a przewody paliwowe. Wymieniono wszystkie wymienniki ciep\u0142a na innej konstrukcji.<\/p>\n Wersja Trent 600 nie zosta\u0142a zrealizowana, bo UK wycofa\u0142o si\u0119 z programu McDonnell Douglas MD. W 2000 roku powsta\u0142a wersja silnika Trent 600 (drugi raz u\u017cyta ta sama nazwa) dedykowana samolotom B767 i B747 nowej generacji. I po raz kolejny program nie doczeka\u0142 si\u0119 fina\u0142u. Samoloty B767 przestano produkowa\u0107, a samoloty B747-8 otrzyma\u0142y silniki Engine Alliance (GE-P&W) GP7172.<\/p>\n Wersja Trent 700 trafi\u0142a do samolot\u00f3w A330 (1994r.) Wentylator ma \u015brednic\u0119 97 in. Silnik Trent 800 trafi\u0142 do samolot\u00f3w B777. Wentylator ma \u015brednic\u0119 110 in. Pr\u00f3by rozpocz\u0119to w 1993 roku, a w s\u0142u\u017cbie od 1996 roku. Zar\u00f3wno silnik Trent 600 i Trent 700 otrzyma\u0142y certyfikaty ETOPS 180. Tymi silnikami firma Rolls Royce zaczyna\u0142a zdobywa\u0107 coraz wi\u0119kszy rynek.<\/p>\n Silniki Trent 800 (8104, 8115) to pierwsze na \u015bwiecie silniki, kt\u00f3re przekroczy\u0142y ci\u0105g 110 000 lbf (444,82 kN), a nast\u0119pnie 110 000 lbf (489,30 kN).<\/p>\n Silniki Trent 500 to silniki przeznaczone dla samolot\u00f3w komercyjnych A340.<\/p>\n Silniki Trent 900 by\u0142y dedykowane dla samolot\u00f3w A380. Prace nad silnikiem ruszy\u0142y w 1996 roku. Produkcj\u0119 uruchomiono w 2004 roku. W dniu 4 listopada 2010 roku dosz\u0142o do powa\u017cnej awarii silnika Trent 900 w samolocie A380 podczas lotu Qantas Flight 32 w Singapurze. Silnik Nr 2 podczas lotu zapali\u0142 si\u0119. Za\u0142odze uda\u0142o si\u0119 bezpiecznie wyl\u0105dowa\u0107. Jak ustali\u0142o dochodzenie przyczyn\u0105 by\u0142o wadliwe \u0142o\u017cysko stopnia po\u015bredniego, umieszczone w tyle silnika. Na wskutek jego niew\u0142a\u015bciwej pracy olej zapali\u0142 si\u0119, a wysoka temperatura spowodowa\u0142a przegrzanie tarczy turbiny, kt\u00f3ra uleg\u0142a rozerwaniu. Silnik uleg\u0142 ca\u0142kowitemu zniszczeniu. Od\u0142amki uszkodzi\u0142y r\u00f3wnie\u017c skrzyd\u0142o oraz ulokowane tam systemy bezpiecze\u0144stwa. Firma Rolls Royce twierdzi\u0142a, \u017ce problemy wadliwych \u0142o\u017cysk dotyczy\u0142y tylko silnik\u00f3w wersji Trent 900. Faktem by\u0142o, \u017ce na 20 eksploatowanych na \u015bwiecie samolot\u00f3w A380 w sze\u015bciu przypadkach odnotowano zdarzenia wycieku oleju w tylnej sekcji silnika. Pozosta\u0142e (oko\u0142o 20 sztuk) eksploatowane w\u00f3wczas samoloty A380 by\u0142y nap\u0119dzane silnikami GP7200, produkowane przez Engine Alliance, sp\u00f3\u0142k\u0119 joint venture General Electric i Pratt and Whitney.<\/p>\n Trent 1000 jest silnikiem stworzonym dla samolotu B787. Pocz\u0105tkowo Boeing zamierza\u0142 u\u017cy\u0107 tylko jednego modelu silnika oferowanego przez General Electric, ale naciski u\u017cytkownik\u00f3w spowodowa\u0142y oferowanie samolotu w dw\u00f3ch wersjach silnikowych. Oba typy silnik\u00f3w maj\u0105 identyczne interfejsy (wieszaki i z\u0142\u0105cza). Silnik Trent 1000 uruchomiono po raz pierwszy w lutym 2006 roku.<\/p>\n Jednym z ostatnich silnik\u00f3w serii Trent jest silniki Trent XWB przeznaczony specjalnie dla samolot\u00f3w A350. Prace nad silnikiem ruszy\u0142y w 2005 roku. W zale\u017cno\u015bci od odmiany silniki maj\u0105 ci\u0105g od 75 000 lbf (330 kN) do 97 000 lbf (430 kN). \u015arednica wentylatora 118 in (3,0 m). stosunek przep\u0142ywu zimnego do gor\u0105cego wynosi 9,3:1. Przep\u0142yw powietrza: ok. 1,440 kg (3170 funt\u00f3w) na sekund\u0119. Silnik Trent WXB sk\u0142ada si\u0119 z: jednego wentylatora, 8-stopniowej spr\u0119\u017carki \u015bredniego ci\u015bnienia, 6-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, jedno-stopniowej turbiny wysokiego ci\u015bnienia (ch\u0142odzonej powietrzem), 2-stopniowej turbiny \u015bredniego ci\u015bnienia (ch\u0142odzonej powietrzem), 6-stopniowej turbiny niskiego ci\u015bnienia (nie ch\u0142odzona).<\/p>\n Obecnie (2015r.) w budowie i dopracowywaniu silnik\u00f3w Trent uczestniczy 12 firm, 11 plac\u00f3wek badawczych, 16 zak\u0142ad\u00f3w produkcyjnych oraz 75 dostawc\u00f3w z ca\u0142ego \u015bwiata.<\/p>\n CCCP mia\u0142o ogromne problemy z budow\u0105 silnik\u00f3w turbo-wentylatorowych. Problemy by\u0142y zar\u00f3wno organizacyjne jak i technologiczne. O konieczno\u015bci posiadania silnika turbo-wentylatorowego wiedziano ju\u017c w chwili przyst\u0105pienia do budowy samolotu pasa\u017cerskiego I\u0142-86. Obiecuj\u0105cy by\u0142 silnik \u0141otariewa D-18. By\u0142 to pierwszy sowiecki silnik o du\u017cym stopniu dwuprzep\u0142ywowo\u015bci. Prace nad nim trwa\u0142y ju\u017c od ko\u0144ca 60-lat. Jednak konstruktorzy sowieccy natrafili na ogromne problemy i prace posuwa\u0142y si\u0119 wolno. Wydawa\u0142o si\u0119, \u017ce silnik nigdy nie zostanie zamontowany na \u017cadnym samolocie. Pierwsze uruchomienie prototypu o zadowalaj\u0105cych parametrach nast\u0105pi\u0142o dopiero w 1982r.. Silniki zosta\u0142y zastosowane do nap\u0119du kolos\u00f3w An-124, An-225.<\/p>\n Przy samolocie I\u0142-86 pr\u00f3buj\u0105c rozwi\u0105za\u0107 problem zespo\u0142u nap\u0119dowego natrafiono na problemy natury organizacyjnej. Nikt nie \u015bmia\u0142 poinformowa\u0107 Leonida Bre\u017cniewa, \u017ce przemys\u0142 CCCP nie jest w stanie zbudowa\u0107 dobrego silnika turbo-wentylatorowego. W ministerstwie lotnictwa rozwa\u017cano zakup silnik\u00f3w w wolnym \u015bwiecie. Wa\u017cne dla strony sowieckiej by\u0142y negocjacje z firm\u0105 General Electric w sprawie zakupu 12 sztuk silnik\u00f3w General Electric CF6-50. Lecz w 1978 roku w USA Department of Commerce zawetowa\u0142 eksport 12 silnik\u00f3w General Electric CF6-50 zam\u00f3wionych przez CCCP do planowanego dalekiego zasi\u0119gu I\u0142-86 (I\u0142-86 D). Rozumowanie Department of Commerce by\u0142o logiczne. Je\u015bli sowieci chc\u0105 zbudowa\u0107 ponad 100 maszyn I\u0142-86 to powinni zam\u00f3wi\u0107 minimum 400 silnik\u00f3w, a nie 12 sztuk. W zwi\u0105zku z tym istnieje s\u0142uszne podejrzenie, \u017ce chc\u0105 skopiowa\u0107 silniki, tak jak to by\u0142o niejeden raz; Rolls-Royce Nene \u2013 Klimow WK-1, czy wr\u0119cz ca\u0142ych samolot\u00f3w B-29 \u2013 Tu-4. Sowieci swojego szcz\u0119\u015bci szukali tak\u017ce w UK pr\u00f3buj\u0105c w 1976r., zakupi\u0107 kilka sztuk silnik\u00f3w Rolls-Royce RB.211-22. Brytyjczycy jednak nie sprzedali tych silnik\u00f3w. Po paru latach wiceminister Dondukow, zast\u0119pca ministra Aleksandra Gromyki, przyzna\u0142, \u017ce zamierzali skopiowa\u0107 silnik i uruchomi\u0107 jego produkcj\u0119.<\/p>\n Z silnik\u00f3w dwuprzep\u0142ywowych praktycznie jedynym sprawdzonym nap\u0119dem by\u0142 silnik Niko\u0142aj Kuzniecow NK-8-4 o ci\u0105gu 102,963 kN (10 610 kG). D\u0142ugo\u015b\u0107 ca\u0142kowita 5,288 m, \u015brednica max 1,442 m, masa ca\u0142kowita 2 350 kg. Stopie\u0144 dwuprzep\u0142ywowo\u015bci silnika wynosi\u0142 1,15 \u2013 1. Silnik mia\u0142 kaskadowy odwracacz ci\u0105gu. Silnik by\u0142 g\u0142o\u015bny i zu\u017cywa\u0142 sporo paliwa. Silnik zastosowano w samolotach I\u0142-62, Tu-154. Jednak nie by\u0142o innego rozwi\u0105zania. W dniu 26 marca 1975 roku delegowano silnik Kuzniecow NK-8 w odmianie NK-86 z podwy\u017cszonym ci\u0105giem, do nap\u0119du samolot\u00f3w I\u0142-86. Lecz prace nad silnikiem prowadzono ju\u017c od 1973r.. Silnik otrzyma\u0142 dodatkowy stopie\u0144 spr\u0119\u017cania i podniesiono temperatur\u0119 przed turbin\u0105. To pozwoli\u0142o na wzrost ci\u0105gu do warto\u015bci 127,50 kN, czyli o 25,00 kN. Zadowalaj\u0105cy by\u0142by ci\u0105g 150,00 kN, ale by\u0142o to poza mo\u017cliwo\u015bciami tej konstrukcji. Pierwsze pr\u00f3by na hamowni wykonano w lipcu 1974 roku. Oczywi\u015bcie silniki te nap\u0119dza\u0142y p\u00f3\u017aniejsze samoloty I\u0142-86 od 22 grudnia 1976 roku. Silnik zosta\u0142 certyfikowany w kwietniu 1979 roku. Produkcj\u0119 podj\u0105\u0142 zak\u0142ad KMPO. \u017bywotno\u015b\u0107 silnika oszacowano na 10 000 godzin pracy z remontami g\u0142\u00f3wnymi co 4 000 godzin.<\/p>\n Wracaj\u0105c do silnika turbo-wentylatorowego D-18 to przy jego programie zwolniono kilku g\u0142\u00f3wnych konstruktor\u00f3w, kt\u00f3rzy wed\u0142ug partii (KPZR) nie wywi\u0105zali si\u0119 nale\u017cycie z zadania. W obecnej chwili trudno jest ustali\u0107, kto wykona\u0142 g\u0142\u00f3wn\u0105 prac\u0119. Generalnie silnik powstawa\u0142 na terenie Ukrai\u0144skiej Republiki wchodz\u0105cej w sk\u0142ad CCCP, a nast\u0119pnie na terenie Ukrainy. Kolejno silnik projektowa\u0142o: biuro \u0141otariewa, biuro Iwczenki, a w ko\u0144cu Zesp\u00f3\u0142 Progress. Silnik produkowa\u0142 zak\u0142ad Motor Sich (Sicz) w Zaporo\u017cu na Ukrainie. Pierwsze uruchomienie silnika nast\u0105pi\u0142o w w dniu 19 wrze\u015bnia 1980 roku. Pierwszy samolot An-124 wystartowa\u0142 w dniu 24 grudnia 1982 roku. W grudniu 1985 roku silnik przeszed\u0142 pr\u00f3by pa\u0144stwowe. Zbudowano 188 sztuk.<\/p>\n Silnik D-18 ma ci\u0105g 20\u00a0000 kG (oko\u0142o 196 kN, 44\u00a0000 lbf). Silnik zosta\u0142 wykonany w uk\u0142adzie tr\u00f3j-szpulowym. Silnik sk\u0142ada si\u0119 z wentylatora, 7-stopniowej spr\u0119\u017carki niskiego ci\u015bnienia, 7-stopniowej spr\u0119\u017carki wysokiego ci\u015bnienia, pier\u015bcieniowej komory spalania, pojedyncza turbina wysokiego ci\u015bnienia, pojedyncza turbina niskiego ci\u015bnienia, 4-stopniowa turbina nap\u0119dzaj\u0105ca wentylator. Zastosowano odwracacz ci\u0105gu.<\/p>\n Silnik jest stosunkowo kr\u00f3tki. To pozwoli\u0142o na podparcie ka\u017cdego wa\u0142u tylko na dw\u00f3ch \u0142o\u017cyskach. \u0141\u0105cznie sze\u015bc \u0142o\u017cysk. Silnik ma budow\u0119 modu\u0142ow\u0105. Technologiczne sk\u0142ada si\u0119 z 17 modu\u0142\u00f3w g\u0142\u00f3wnych i czterech modu\u0142\u00f3w dodatkowych. W zasadzie ka\u017cdy z modu\u0142\u00f3w jest wymienny. Wentylator pracuje z nadd\u017awi\u0119kowymi pr\u0119dko\u015bciami obrotowymi. Szpula niskiego ci\u015bnienia obraca si\u0119 z nadd\u017awi\u0119kow\u0105 pr\u0119dko\u015bci\u0105. Szpula wysokiego ci\u015bnienia obraca si\u0119 z pr\u0119dko\u015bciami podd\u017awi\u0119kowymi. Te dane t\u0142umacz\u0105, dlaczego silnik jest tak g\u0142o\u015bny. Jednak wi\u0119ksze pr\u0119dko\u015bci obrotowe pozwalaj\u0105 na zastosowanie mniejszej liczby stopni spr\u0119\u017carki osiowej i uzyskanie du\u017cego spr\u0119\u017cu. Mniej stopni to mniejsza masa konstrukcji, kt\u00f3ra i tak w przypadki silnika D-18 jest ona bardzo du\u017ca (4\u00a0100 kg). Z uwagi na wysoki ha\u0142as silnik otrzyma\u0142 bardzo du\u017co t\u0142umik\u00f3w ha\u0142asu, przez co jego wygl\u0105d jest inny od typowych silnik\u00f3w Zachodnich.<\/p>\n Silnik D-18 wyposa\u017cono w regulowane pierwsze stopnie stojana oraz w zawory powietrzne upustowe. Zrobiono tak z uwagi na fakt, \u017ce pomimo i\u017c silnik ma trzy-wa\u0142y, to z uwagi na ogromne pr\u0119dko\u015bci obrotowe wa\u0142\u00f3w dochodzi\u0142o do pompa\u017cu. Gdy silnik przyspiesza, potrzebuje wi\u0119cej powietrza. Jednak z uwagi na bezw\u0142adno\u015b\u0107 do komory spalania nie dochodzi wystarczaj\u0105ca ilo\u015b\u0107 powietrza. Wi\u0119ksza ilo\u015b\u0107 paliwa spala si\u0119 i wzrasta temperatura. Dalej zbyt ma\u0142o energii trafia do turbiny i silnik spowalnia obroty. Dlatego \u0142opatki stojana ustawiaj\u0105 si\u0119 na max przep\u0142yw powietrza, a zawory upustu powietrza zamykaj\u0105 si\u0119. W przypadku zmniejszania ci\u0105gu, si\u0142a bezw\u0142adno\u015bci wa\u0142\u00f3w daje zbyt du\u017co powietrza do komory spalania i mo\u017ce doj\u015b\u0107 nawet do zga\u015bni\u0119cia silnika. Dlatego \u0142opatki stojana musz\u0105 przyblokowa\u0107 nap\u0142yw du\u017cej ilo\u015bci powietrza, a zawory upustu powietrza otwiera si\u0119, aby spu\u015bci\u0107 nadmiar powietrza.<\/p>\n Korpus spr\u0119\u017carki jest konstrukcji dyskowo-b\u0119bnowej, spawane i skr\u0119cane. Poszczeg\u00f3lne \u0142opatki stopni spr\u0119\u017carki s\u0105 osadzane w dyskach na po\u0142\u0105czenie zwane jask\u00f3\u0142czym ogonem. Dyski s\u0105 nak\u0142adane na wa\u0142 na wielowypust. Identyczn\u0105 budow\u0119 ma spr\u0119\u017carka niskiego ci\u015bnienia, jak i wysokiego ci\u015bnienia.<\/p>\n \u0141opatki turbiny wykonane s\u0105 ze stali \u017carowytrzyma\u0142ej. Ca\u0142y modu\u0142, kt\u00f3ry za pomoc\u0105 zaczepu typu jode\u0142ka jest mocowany do tarczy turbiny, sk\u0142ad si\u0119 z dw\u00f3ch \u0142opatek po\u0142\u0105czonych metod\u0105 spawania twardego do elementu zwanego opasaniem \u0142opatek i do podstawy z jode\u0142k\u0105. \u0141opatki pierwszych dw\u00f3ch stopni s\u0105 wydr\u0105\u017cone we wn\u0119trzu dla ch\u0142odzenia. T\u0105 technologi\u0105 wykonana jest pojedyncza turbina wysokiego ci\u015bnienia, pojedyncza turbina niskiego ci\u015bnienia. Inaczej wykonany s\u0105 cztery stopnie turbiny nap\u0119dzaj\u0105cej wentylator. Tarcza razem z \u0142opatkami wykonana jest metod\u0105 odlewania. Podobnie odlewane s\u0105 elementy stojana mi\u0119dzy stopniami turbin.<\/p>\n Odwracacz ci\u0105gu pozwala na cofanie samolotu, ale nie jest to stosowane z uwagi na du\u017ce zu\u017cycie paliwa i generowany ha\u0142as.<\/p>\n Silnik D-18 mo\u017ce pracowa\u0107 na paliwach pa\u0144stwa moskiewskiego oznaczonych jako PT, TC-1 oraz na paliwach zagranicznych oznaczonych jako Jet A-1 DERD 2494, Jet-A ASTM 1655. Rozruch silnika jest automatyczny, przy pomocy spr\u0119\u017conego powietrza z turbiny APU lub z lotniskowego \u017ar\u00f3d\u0142a. Kolejne silniki mo\u017cna uruchamia\u0107 powietrzem pobranym z silnika pracuj\u0105cego.<\/p>\n Dane silnika D-18: D\u0142ugo\u015b\u0107 silnika 5,40 m, \u015brednica max 2,93 m, \u015brednica wentylatora 2,33 m, masa 4\u00a0100 kg. Ci\u0105g max 229,85 kN (23\u00a0430 kG). Kompresja spr\u0119\u017carki wynosi 27,5:1. Stosunek przep\u0142ywu zimnego do przep\u0142ywu gor\u0105cego wynosi 5,7:1. Temperatura przed turbin\u0105 wynosi 1\u00a0327 stopni C. Stosunek ci\u0105gu do masy wynosi 5,7. Zu\u017cycie paliwa 0.546 kg\/kgf\u2022h (0.0557 kg\/N\u2022h).<\/p>\n Opracowa\u0142 Karol Placha Hetman<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":" Silniki turbo-wentylatorowe to nowy rodzaj silnik\u00f3w turbo-odrzutowych, kt\u00f3re wywodz\u0105 si\u0119 bezpo\u015brednio z silnik\u00f3w dwu-przep\u0142ywowych i dwu-wa\u0142owych. Silniki te charakteryzuj\u0105 si\u0119 du\u017cym stosunkiem przep\u0142ywu powietrza zimnego do gor\u0105cego. Z aerodynamicznego punktu widzenia silnik turbo-wentylatorowy jest silnikiem turbo-\u015bmig\u0142owym, kt\u00f3rego \u015bmig\u0142o zosta\u0142o otunelowane. To wentylator w silniku turbo-wentylatorowym daje 80-85 % ci\u0105gu, a gazy wylotowe z gor\u0105cego przep\u0142ywu zaledwie 15-20 %. R\u00f3\u017cnica mi\u0119dzy nap\u0119dem turbo-wentylatorowym, a turbo\u015bmig\u0142owym jest tak, \u017ce te pierwsze zapewniaj\u0105 znacznie wy\u017csz\u0105 pr\u0119dko\u015b\u0107 przelotow\u0105 i osi\u0105gaj\u0105 wi\u0119kszy pu\u0142apu.<\/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-478","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-artykuly"],"_links":{"self":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/478","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=478"}],"version-history":[{"count":1,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/478\/revisions"}],"predecessor-version":[{"id":1916,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=\/wp\/v2\/posts\/478\/revisions\/1916"}],"wp:attachment":[{"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fmedia&parent=478"}],"wp:term":[{"taxonomy":"category","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Fcategories&post=478"},{"taxonomy":"post_tag","embeddable":true,"href":"https:\/\/polot.net\/index.php?rest_route=%2Fwp%2Fv2%2Ftags&post=478"}],"curies":[{"name":"wp","href":"https:\/\/api.w.org\/{rel}","templated":true}]}}Rolls-Royce RB211. 1969 rok.<\/h3>\n
Rolls Royce RB.211-524 serii. 1973 rok.<\/h3>\n
Rolls Royce RB.211-535 serii. 1977 rok.<\/h3>\n
Silnik Rolls Royce Trent. 1990 rok.<\/h3>\n
Silnik turbo-wentylatorowy w CCCP.<\/h3>\n
NK-86. 1974 rok.<\/h3>\n
D-18. 1980 rok.<\/h3>\n