Olympus 593 Mk. 610

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

Concorde

I. ÚVOD

Prekročenie zvukovej bariéry v dopravnom letectve bolo vždy snom ľudstva a v roku 1962 sa to stalo skutočnosťou. Lietadlo Concorde, ktoré bolo poháňané motormi Olympus 593 MK-610 sa stalo fenoménom letectva. Keďže Concorde lietal nadzvukovou rýchlosťou, jeho konštrukcia neumožňovala dopravu väčšieho počtu cestujúcich. Nevýhodou bol jeho malý vnútorný priestor, čo však bolo vykompenzované luxusnými sedadlami a dokonalou obsluhou. Prevádzka lietadla Concorde bola ukončená v dôsledku tragickej havárie v Paríži a následným tlakom na ekonomickú efektívnosť.

1.1 História motora Olympus 593 MK-610

Jednoprúdový letecký turbokompresorový motor Olympus bol prvýkrát vyvinutý a vyrobený firmou Bristol Aero Engines, ktorá sídlila vo Filtone v Anglicku. Ako pohonná jednotka sa motor Olympus použil v bombardovacom lietadle Avro Vulcan „V“. Prvý let prototypu lietadla Vulcan (VX777) sa uskutočnil dňa 3. septembra 1953. Lietadlo poháňali štyri motory Olympus 100.

V roku 1962 britskí a francúzski inžinieri začali s vývojom lietadla Concorde, ktoré malo byť schopné lietať pri nadzvukových rýchlostiach na zaoceánskych linkách. Toto lietadlo, vyrobené spoluprácou firiem British Aerospace a Aerospatiale, bolo považované z mnohých hľadísk za technický zázrak. Motor lietadla Concorde sa považoval za najzaujímavejšiu časť kvôli novým zariadeniam, ktoré boli navrhované pre nadzvukové lety. Návrh a vývoj motora spoločne zabezpečovali britská (Rolls-Royce) a francúzska (SNECMA) firma. Lietadlo Concorde bolo poháňané spočiatku motorom Olympus spoločnosti Bristol – Siddeley, ktorý bol použitý aj v strategickom bombardovacom lietadle Vulcan. Bolo však potrebné vykonať mnoho vylepšení na tomto motore, pretože bol pôvodne navrhnutý pre podzvukové lietadlá. Výsledkom vylepšení sa stal nový motor Olympus 593 MK-610.

Jednoprúdový letecký turbokompresorový motor bol jasnou voľbou pre nadzvukovú dopravu, aj keď ďalším možným riešením by bolo použitie dvojprúdového leteckého turbokompresorového motora. Dvojprúdové motory boli tichšie a úspornejšie pri podzvukových rýchlostiach ako jednoprúdové motory. Na druhej strane inžinieri spoločností Rolls-Royce a Snecma prišli na to, že pri nadzvukových rýchlostiach by dvojprúdový motor vytváral neúmerný odpor v dôsledku väčšieho čelného prierezu.

V roku 1962 bol najvýkonnejším leteckým motorom v Európe jednoprúdový letecký turbokompresorový motor Olympus, ktorý mal súčasne aj najväčší potenciál na ďalší vývoj. V dôsledku toho sa stal aj základnou pohonnou jednotkou v Európe pre nadzvukové lety. Avšak pri vývoji lietadla Concorde musel prejsť tento motor následnými zmenami:

• čiastočné prehriatie pri prekročení zvukovej bariéry a použitie regulovateľných výstupných dýz,
• použitie nových materiálov s vysokou tepelnou odolnosťou, aplikácia staviteľných vstupných sústav, ktoré spomaľovali vstupný prúd vzduchu do motora.

Najväčším problémom týchto inovácií bolo umožnenie nadzvukových letov pri zachovaní požadovanej účinnosti motora pri podzvukových rýchlostiach a pri nízkych teplotách.

II. CHARAKTERISTIKA MOTORA OLYMPUS 593 MK-610

Letecký turbokompresorový prúdový motor Olympus 593 MK-610 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor so sedemstupňovým nízkotlakovým axiálnym kompresorom, sedemstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom, prstencovou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou axiálnou chladenou plynovou turbínou reakčného typu, jednostupňovou nízkotlakovou axiálnou chladenou plynovou turbínou reakčného typu, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania a pevnou primárnou výstupnou dýzou a regulovateľnou výstupnou dýzou.

Principiálna schéma motora Olympus 593 Mk. 610

III. ZÁKLADNÉ TECHNICKÉ ÚDAJE MOTORA OLYMPUS 593 Mk.610

IV. KONŠTRUKCIA MOTORA OLYMPUS 593 MK-610

Pohľad na motor Olympus 593 MK-610


Umiestnenie motorov pod krídlom

Vstupné ústrojenstvo

Nadzvukový prúd vzduchu spôsobuje u kompresora vytváranie rázových vĺn na lopatkách rotora, čo si vyžaduje značné skrútenie lopatiek a vznik vibrácií, a v dôsledku toho aj celkové zníženie účinnosti motora. Z tohto dôvodu musí mať každý motor určený pre nadzvukové rýchlosti špeciálne vstupné ústrojenstvo, ktoré má za úlohu spomaliť prúd vzduchu na M = 0,5. Väčšina nadzvukových stíhacích lietadiel používa na zníženie rýchlosti prúdiaceho vzduchu výsuvný kužeľ, umiestnený vo vstupnom ústrojenstve. Avšak u lietadla Concorde nie je možné použiť tento spôsob zníženia rýchlosti prúdiaceho vzduchu z viacerých dôvodov, najmä kvôli štvorcovému tvaru vstupného ústrojenstva motora a kvôli dlhej dobe letu pri nadzvukových rýchlostiach.

Nábehové hrany vstupného ústrojenstva lietadla Concorde sú ostré a majú staviteľné (konvergentné, divergentné) panely. Ostré nábehové hrany umožňujú zbrzďovanie rázových vĺn predtým, ako sa prúd vzduchu dostane do vstupu. Z toho dôvodu, keď vzduch vstupuje do staviteľného vstupného ústrojenstva, zriedkakedy prekročí hodnotu M = 0,9. Vo vnútri vstupného ústrojenstva sa nachádzajú pohyblivé panely, ktoré umožňujú zmenšiť prietokový prierez, a tým regulujú prietok vzduchu pred vstupom do kompresora. Počas vzletu sú rampy úplne otvorené, aby dodávka vzduchu do motora bola čo najväčšia. Pomocný otvor pre prívod vzduchu, ktorý sa nachádza pod gondolou motora, sa otvára v prípade potreby zväčšenia prietokového množstva vzduchu. Tento otvor sa zatvorí až pri rýchlosti M = 0,7. Po dosiahnutí rýchlosti M = 1,3, sa panely postupne uzatvárajú, a tým sa znižuje hmotnostný prietok vzduchu do motora. Panely regulujú potrebné množstvo vzduchu, pričom nadbytočné množstvo vzduchu slúži na chladenie motora. Pri rýchlostiach M = 2 sa panely nachádzajú v dolnej polohe a majú za úlohu spomaľovať prúd vzduchu na rýchlosť M = 0,5. To viedlo k vzniku rázových vĺn na ostrých nábehových hranách vstupného ústrojenstva. Niektoré rázové vlny sa dostali až na posledný staviteľný panel, ale nikdy nedosiahli kompresor. Spomaľovaním prúdu vzduchu sa zvyšuje tlak vzduchu pred nízkotlakovým kompresorom. Okrem toho tieto panely napomáhajú premeniť turbulentné prúdenie vzduchu na laminárne, a tým zabezpečujú hladký vstup vzduchu do kompresora. Táto funkcia panelov je veľmi dôležitá pri vysokých rýchlostiach, keďže turbulentné prúdenie by spôsobovalo nebezpečné vibrácie v kompresore.

Pohľad na vstupné ústrojenstva ľavých motorov lietadla Concorde

Staviteľné panely majú aj špeciálnu polohu pri vypnutí motora počas letu. V prípade poruchy motora počas letu sa panely úplne vysunuli dole, otvoril sa pomocný prívod vzduchu a privádzal do motora čo najviac vzduchu. Prebytočné množstvo vzduchu, ktoré bolo privádzané do regulovateľného vstupu, buď obchádzalo motor, alebo bolo vypúšťané cez pomocné výstupy vzduchu. Regulovateľné vstupné ústrojenstvo bolo navrhnuté pre nadzvukové rýchlosti letu, avšak pri podzvukových rýchlostiach, najmä pri vzlete, spôsoboval ich štvorcový prierez narušenie prúdenia vzduchu, čo malo za následok vibrácie.

Konfigurácia vstupného ústrojenstva nadzvukového dopravného lietadla Concorde pri vzlete (pomocný prívod vzduchu sa uzatvára pri M = 0,93)


Konfigurácia vstupného ústrojenstva nadzvukového dopravného lietadla Concorde po vzlete pri znižovaní hluku (je otvorený sekundárny prúd vzduchu okolo motora)


Konfigurácia vstupného ústrojenstva nadzvukového dopravného lietadla Concorde počas letu pri rýchlosti M = 2,0


Konfigurácia vstupného ústrojenstva nadzvukového dopravného lietadla Concorde pri poruche motora počas letu pri nadzvukovej rýchlosti


Konfigurácia vstupného ústrojenstva nadzvukového dopravného lietadla Concorde pri reverzácii ťahu

Vstup do kompresora motora Olympus 593 MK-610

Nízkotlakový kompresor

Prvé verzie motora Olympus 593 mali sedemnásť vstupných rebier, mali menší hmotnostný prietok vzduchu, ktorý sa však neskôr zvýšil o 5% pomocou úprav konštrukcie kompresora. Časti konštrukcie kompresora boli vyrobené zo zliatiny horčíka a zirkónia, avšak u lietadla Concorde už boli použité konštrukcie kompresora z titánových zliatín. Vstupné usmerňovacie rebrá boli duté, čo umožňovalo cirkuláciu vzduchu vo vnútri rebier, čo sa využívalo na odmrazovanie vstupu kompresora.

Nízkotlakový axiálny kompresor má sedem stupňov. Všetky rotorové lopatky a disky nízkotlakového kompresora sú vyrobené z titánu. Statorové lopatky sú vyrobené z nehrdzavejúcej ocele. Disky rotorových lopatiek sú spojené pomocou licovaných skrutiek a vytvárajú diskobubnovú konštrukciu rotora nízkotlakového kompresora. Priemer prednej časti nízkotlakového kompresora je 1,219 m, čo limituje prietokové množstvo vzduchu.

Vysokotlakový kompresor

Vysokotlakový axiálny kompresor je tiež tvorený siedmimi stupňami. Jeho sendvičová konštrukcia je veľmi podobná konštrukcii nízkotlakového kompresora. Prvé tri stupne rotorových lopatiek sú vyrábané z titánových zliatín, pričom posledné štyri stupne sú z tzv. zliatiny Nimonic 90 (zliatina niklu a kobaltu), ktorá je schopná znášať vysoké teploty. Skriňa vysokotlakového kompresora je vyrobená z nerezovej ocele. Chladiaci kanál je izolovaný od rotora vysokotlakového kompresora, kvôli prenosu tepla a aby sa vzduch neohrial pred vstupom do chladených priestorov plynovej turbíny. Hnací hriadeľ kompresora je upevnený k zadnej prírube rotora vysokotlakového kompresora.

Práve vysokotlakový kompresor bol jednou z tých častí motora Olympus, ktoré spôsobovali najväčšie prevádzkové problémy. Konštruktéri sa snažili čo najefektívnejšie zabrániť prenosu tepla medzi rotorom nízkotlakového kompresora a chladiacim vzduchom. Počas štartu motora sa rotorové lopatky prvého stupňa rýchlo ohrievali, zatiaľ čo vonkajšia časť zostala studená. Opačný problém nastal počas vypnutia motora, kedy sa vonkajšia časť pomalšie ochladzovala ako rotorové lopatky. Z toho dôvodu boli lopatky vyrábané z materiálov, ktoré odolávali vysokým teplotám.

Spaľovacia komora

Spaľovacia komora je prstencového typu. Palivo je privádzané cez šestnásť palivových dýz do plamencov. V prednej časti spaľovacej komory sa nachádzajú zadné ložiská vysokotlakového kompresora. Spaľovacia komora motora je vyrobená z tepelne odolnej niklovej zliatiny.

Plynová turbína

Vysokotlaková plynová turbína je axiálna, jednostupňová, chladená vzduchom od nízkotlakového kompresora. Chladiaci vzduch má teplotu 120°C. Pri vzletovom režime je maximálna teplota plynu na vstupe do plynovej turbíny 1194°C. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je vyrobený ako výkovok.

Nízkotlaková plynová turbína je axiálna, jednostupňová, všetky lopatky sú chladené vzduchom od nízkotlakového kompresora.

Komora prídavného spaľovania

Komora prídavného spaľovania motora

Výstupná dýza

Výstupná dýza motora je nadzvuková. Primárna časť výstupnej dýzy pozostáva z pevnej, konvergentnej dýzy. Výstup je tvorený segmentmi, ktoré sú ovládané pneumaticky. Keď je zapnutá komora prídavného spaľovania, dýza sa úplne otvorí a umožňuje dokonalú expanziu horúcich spalín. Staviteľná dýza umožňuje optimálne regulovať vstupnú teplotu do plynovej turbíny.

Vonkajšie segmenty výstupnej dýzy motora Olympus 593 MK-610

Sekundárna časť výstupnej dýzy je konštruovaná pre nadzvukové rýchlosti letu. Úlohou tejto výstupnej dýzy je dosiahnuť maximálnu účinnosť motora pri všetkých režimoch letu a zabezpečiť reverzáciu ťahu počas pristávania.

V. SÚSTAVY MOTORA OLYMPUS 593 MK-610

Palivová sústava

Olejová sústava

VI. TABUĽKA REŽIMOV MOTORA OLYMPUS 593 MK-610

Poslední aktualizace: srpen 2015