O webu Bannery a partneři Letecké motory Popisy motorů Teorie a další články Slovník pojmů Časté otázky Srovnání motorů Převaděč jednotek Zajímavé odkazy Literatura Expozice For English readers Ruská letecká výzbroj Popis zbraní Články Pilot Súčka Technik u dopravky Jindřichův Hradec Letecké simulátory Jesenicko 2.0 ZK VFR Objects FSbox - crashboxy Přehled scenérií ČR Poznatky z tvorby Časté problémy s FS Lock On - tutorial Ka-50 Black Shark Ostatní Cyklovýlety Akce & fotky Kalendář akcí Mapa leteckým muzeí Letecké dny v ČR/SR Letecké dny a akce Aviatická pouť 2010 Aviatická pouť 2012 CIAF 2000 CIAF 2002 CIAF 2003 CIAF 2004 CIAF 2005 CIAF 2006 CIAF 2007 IFD 2008 Přerov 2005 Přerov 2006 Flying Rhino 2005 Flying Rhino 2007 Flying Rhino 2008 Flying Rhino 2009 Ramstein Rover 2012 Náměšť, Hradec 95/6 Náměšť 1995 a 1996 Náměšť 2006 Mošnov 1989 Den NATO 2006 Den NATO 2007 Dny NATO 2008 Dny NATO 2012 Čáslav 2007 Sliač 1964 Sliač 2003 Sliač 2005 Národné let. dni 2007 Malacky 2009 CSIAF 1992 Le Bourget 2007 RIAT 2009 TLP 2008 Duxford 2008 Kecskemét 2008 Kecskemét 2010 Airpower 2009 NTM 2009 Radom 2013 Cihelna 2006 Cihelna 2007 Cihelna 2010 Cihelna 2012 Den Pásovce 2009 Den Pásovec 2010 Kbely Bílý Potok Olomouc Neředín Králíky, tvrz Bouda Lešany Vyškov AirPark Zruč TM Brno Krakow 2013 Muz. Orla Bialego Świdnica Košice SPSL 2008 Messerschmitt Stif. Schleißheim Cottbus Gatow Peenemünde Sinsheim Gatčina NASM Castle Air Museum Hill Aerospace Museum Pacific Air Museum USS Hornet Planes of Fame Cradle of Aviation Kennedy Space Center Midland Museum of Flight USS Interpid Hendon De Havilland Museum Le Bourget Museum Linköping Aeroseum Ängelholm Moskva Siem Reap Bukurešť War Remnants Museum Rimini Caproni Automoto Autosalon 2005 AUTOTEC 2008 Ecce Homo 2005 Ecce Homo 2006 Ecce Homo 2007 Ecce Homo 2008 Ecce Homo 2009 FMX Brno 2010 Fotky z letů Let nad Jeseníky I Let nad Jeseníky II Let v Piper L4J Praha - Chania 2007 Ostatní Priessnitzův pohár 07 Delfín OK-ATS JAS-39 Gripen Panorama Medlánky 24.2.2008 Depozit TM Brno Dargen Ignis Brunensis 2008 aukce Mariánské Láz. California agric. mus. Petroleum museum Možnosti webu

Switch to English Přidat k oblíbeným Verze pro tisk
Spřátelené weby
L-39 Výcvikový systém ATM Online www.airbase.cz www.militarybox.cz Československá PVO další odkazy

R-11F-300

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Po rozbehnutí sériovej výroby stíhacieho lietadla MiG-19 v polovici päťdesiatych rokov bola pred konštrukčnú kanceláriu A. S. MIKOJANA postavená nová, veľmi významná úloha – skonštruovať ľahké, obratné a výkonné frontové stíhacie lietadlo, ktoré by pri zachovaní všetkých tradične dobrých vlastností lietalo dvojnásobnou rýchlosťou zvuku vo výške H = 18000 m. Zároveň bola požadovaná technologická jednoduchosť výroby a nenáročnosť na údržbu a opravy a schopnosť prevádzky aj z menej upravených letísk. Tieto požiadavky vyplynuli z analýzy bojovej činnosti letectva v kórejskom konflikte. Pri riešení tejto úlohy sa kolektív konštrukčnej kancelárie A. I. MIKOJANA sústredil na riešenie troch základných problémov:

  1. Zvládnutie nového krídla s lepšími aerodynamickými charakteristikami.
  2. Použitie nového, ľahkého, dostatočne výkonného a spoľahlivého leteckého turbokompresorového prúdového motora.
  3. Použitie novej raketovej výzbroje.

Pri riešení problémov s vhodnou pohonnou jednotkou sa A. I. MIKOJAN obrátil na konštrukčnú kanceláriu S. K. TUMANSKÉHO, ktorá s predstihom začala vývoj nového dvojrotorového, jednoprúdového leteckého turbokompresorového motora s axiálnym kompresorom, chladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania a regulovateľnou výstupnou dýzou. Tento Pri vývoji tohto nového jednoprúdového leteckého turbokompresorového motora S. K. TUMANSKY vychádzal z motora RD-9B. Nový motor, označený R-11, bol prvýkrát spustený v roku 1956.

V roku 1953, keď ešte v plnom rozsahu prebiehali práce na mnohopočetných modifikáciách motora AM-3 a AM-5, začali v OKB –300 práce na projekte nového moderného motora AM-11. Bol to dvojrotorový motor s nadzvukovými stupňami kompresora a rekordne nízkou špecifickou hmotnosťou motora. V OKB Mikojana bol v roku 1954 spracovaný predprojekt ľahkého lietadla E-1 s jedným motorom AM-5A, neskôr prepracovaným na motor AM-9B, a po nejakej dobe s motorom AM-11, čím sa označenie lietadla zmenilo na E-2. Skúšobný prototyp lietadla bol vyrobený skôr ako bol pripravený letový exemplár motora AM-11, takže sa konštruktéri od A. I. Mikojana vrátili k variantu s motorom AM-9B. Vo februári 1955 skúšobný pilot G. K. Mosolov prvýkrát vzlietol s lietadlom E-2 do vzduchu.

Krátko predtým, v januári 1955, bol A. A. Mikulin neočakávane odvolaný z funkcie zodpovedného riaditeľa a generálneho konštruktéra závodu. Na jeho miesto bol okamžite menovaný Sergej Konstantinovič Tumansky. V rámci boja so škodlivým mikulinským dedičstvom dostali vyprodukované motory nové označenie: RD-3 (predtým AM-3) a RD-9B (predtým AM-9B). Analogickým spôsobom bolo upravené označenie ešte nedokončeného motora AM-11, ktoré sa zmenilo na R11-300 (prvýkrát v označení motora bolo zahrnuté číselné označenie závodu, v ktorom bol motor vyrobený, čo sa následne stalo tradíciou). OKB vedené S. K. Tumanským sústredilo všetky svoje sily na rozpracovanie perspektívneho motora R11-300. Do jeho konštrukcie boli použité nové originálne technické riešenia, ktoré nemali obdobu vo svete. Nový jednoprúdový motor bol prvým leteckým turbokompresorovým motorom dvojrotorovej koncepcie, ktorý bol vyvinutý v Sovietskom zväze. Dvojrotorová koncepcia motora umožňovala podstatne zvýšiť zásobu stabilnej práce kompresora, a tým zjednodušiť mechanizáciu kompresora motora. Pri tvorbe motora R11-300 bol urobený dôležitý krok aj na ceste k zavedeniu LTKM modulovej konštrukcie.

Prvým lietadlom z OKB A. I. Mikojana, na ktorom bol inštalovaný motor R11-300 s maximálnym ťahom 5100 kp (50 031 N) pri zapnutom prídavnom spaľovaní, bolo experimentálne stíhacie lietadlo E-5. Lietadlo E-5 vykonalo prvý vzlet 9. januára 1956. Bolo pilotované skúšobným pilotom V. A. Nefedovom. Už 20. februára 1956 došlo v priebehu následného letu k porušeniu lopatky plynovej turbíny. Táto nepríjemnosť sa opakovala o tri mesiace neskôr po obnovení skúšok na opravenom lietadle. V lete lietadlo znova opravili a nainštalovali nový motor. Avšak 18. októbra 1956 bol S. K. Tumansky nútený zakázať lety všetkých lietadiel (v tomto období s motorom R11-300 okrem lietadla E-5 lietali aj lietadlá E-2A a E-50). V procese dopracovania motora bol zväčšený priemer komory prídavného spaľovania motora v dôsledku čoho sa zmenilo aj označenie motora na R11F-300. Ťah upraveného motora na maximálnom režime sa zvýšil na 3880 kp a na 5740 kp na režime prídavného spaľovania.

O tom, s akými kolosálnymi problémami sa stretávali tvorcovia lietadla MiG-21 a motora R11F-300 je možné ilustrovať na základe následnej skutočnosti: v priebehu skúšok lietadla E-5 bolo nevyhnutné motor 10 krát vymeniť! Málo známy je aj druhý fakt: lietadlo E-5 bolo v roku 1957 zaradené do sériovej výroby v závode č. 31 v Tbilisi pod označením MiG-21. Celkom bolo vyrobených päť lietadiel, ktoré boli poháňané motormi R11-300. Avšak výroba stíhacieho lietadla MiG-21 bola veľmi skoro prerušená z dôvodu nedostatočnej spoľahlivosti pohonnej jednotky. A. I. Mikojan a S. K. Tumanskij sa však nevzdávali. Nepretržite pracovali na zdokonaľovaní lietadla a motora. V máji 1958 bol k skúškam pripravený nový variant ľahkého stíhacieho lietadla s trojuholníkovým krídlom a motorom R11F-300, ktoré dostalo označenie E-6. 28. mája 1958 počas siedmeho letu vo výške 18 000 m, pri maximálnej rýchlosti, došlo ku katastrofe, pri ktorej zahynul skúšobný pilot Hrdina Sovietskeho zväzu V. A. Nefedov. Z havarovaného horiaceho lietadla E-6 vytiahli silne popáleného pilota. Nehľadiac na ťažký stav, Nefedov dokázal popísať zvláštne skutočnosti, ku ktorým došlo počas letu. Vladimíra Nefedova transportovali do nemocnice v meste Žukovskij kde v priebehu niekoľkých hodín zomrel. Tragédia Nefedova silno vplývala na Sergeja Konstantinoviča Tumanského, avšak aj napriek tomu nezastavila ďalšiu prácu pri tvorbe lietadla MiG-21 a motora R11F-300. Na základe rozborov príčin katastrofy a skúšok bol zmenený program regulácie vstupného ústrojenstva lietadla, ktorý zabezpečoval stabilnú činnosť motora vo všetkých režimoch letu a súčasne došlo k zmene konštrukcie vstupného ústrojenstva lietadla, do ktorého boli zabudované hydraulicky ovládané protipumpážne klapky a samonasávacie klapky, ovládané rozdielom tlakov vo vstupnom ústrojenstve.

Hlavný konštruktér A. I. Mikojan sa rozhodol vyrobiť kópiu lietadla E-6 s využitím draka jedného z vyrobených lietadiel MiG-21 z tbiliského závodu. Tento stroj sa ukázal ako šťastný (na ňom lietal skúšobný pilot K. K. Kokkinaki). V priebehu skúšok lietadlo potvrdilo vypočítanú rýchlosť, ktorá zodpovedala Machovému číslu letu M = 2,05 vo výške 12 km. Veľmi rýchlo bol vyrobený ešte jeden, tretí, exemplár lietadla E-6. Tento stroj dostal označenie E-66. Na ňom v októbri 1959 skúšobný pilot G. K. Mosolov vytvoril svetový rekord na báze 15 až 25 km, ktorý predstavoval 2388 km.h-1. Následne bolo na rôzných variantoch lietadiel MiG-21 v priebehu dlhého obdobia jeho bojového použitia v rôznych kategóriách vytvorených 17 svetových rekordov.

V roku 1958 Rada ministrov ZSSR prijala rozhodnutie o obnovení sériovej výroby lietadla Mig-21 (bezprostredným prototypom pre sériovú výrobu bolo lietadlo E-6T) v tbiliskom leteckom závode č. 31. Lietadlo MiG-21 malo v tej dobe vysokú hodnotu pomeru ťahu k hmotnosti, ktorý dosahoval 0,84. V roku 1960 výrobu lietadla MiG-21F presunuli na gorkovsky letecký závod č. 21.

Mimoriadne perspektívny motor vzbudil veľkú pozornosť aj u ďalších konštruktérov lietadiel. V roku 1959 v OKB A. S. Jakovleva bol vytvorený dvojmotorový bombardér Jak-28 s motormi R11AF-300. Ten bol zavedený do sériovej výroby v Irkutskom leteckom závode č. 39. Ešte v roku 1954 tento kolektív vyrábal lietadlo Jak-28AM-11. A. S. Jakovlev znova stavil na motor R11F-300 v roku 1958, kedy pre jeho OKB bolo vydané zadanie pre stíhacie lietadlo pre malé výšky letu Jak-35MB. Tento projekt však ostal nerealizovaný. Omnoho neskôr (1962) aj P. O. Suchoj použil motor R11F-300 u prepadového stíhacieho lietadla Su-15 (prototyp lietadla sa nazýval T58D). Do sériovej výroby bol tento stroj zavedený v nosibírskom závode č. 153 v roku 1965.

Za tri desaťročia bolo vytvorených viac ako 20 modifikácií motora R11-300, z ktorých každá mala svoje podstatné odlišnosti. Ku koncu produkcie týchto motorov sa kompresor zmenil zo šesťstupňového na jedenásťstupňový a maximálny ťah vzrástol z 5100 kp na 13 000 kp. Technický život motora sa postupne zvýšil z 25 hodín u prvých prototypov motorov až na 1000 hodín u posledných variantov motora. Do roku 2000 bolo vyrobených viac ako 20 000 kusov motora R11F-300 rôznych variantov.


Celkový pohled, teleso motora

Na základe detailných skúšok a následných úprav konštrukcie draka lietadla a motora R-11F-300 sa v roku 1959 postupne darilo dosahovať vypočítané parametre nového stíhacieho lietadla, ktoré dostalo označenie MiG-21F. Koncom päťdesiatych rokov začala v Sovietskom zväze masová sériová výroba nového stíhacieho lietadla MiG-21F, ktorý sa na dlhú dobu stal základným typom stíhacieho lietadla pre stíhacie letectvá mnohých krajín sveta.

Prvé stíhacie lietadla MiG-21F-13 sa dostali do Československa koncom roku 1961 zo ZSSR. Jedno z dodaných lietadiel slúžilo ako vzor pre pripravovanú licenčnú výrobu, štyri boli v rozobratom stave a boli zmontované už na československom území. Prvý let stíhacieho lietadla zmontovaného v Československu v. č. 269901 sa uskutočnil 20. 4. 1962. Tieto lietadla sa prvýkrát predstavili verejnosti pri príležitosti vojenskej prehliadky 9. 5. 1963 nad Letenskou plání. Letecká prevádzka stíhacích lietadiel MiG-21F bola ukončená v roku 1990. Posledný let vykonal 20. mája 1991 plk. Ing. František Hlavnička pri prelete lietadla v. č. 261104 z letiska Praha-Kbely na letisko Vodochody.

Prvé vyrobené československé stíhacie lietadla MiG-21F-13 boli zaradené do stavu Výcvikového strediska letectva v Mladé. Od februára 1962 sa tento typ stíhacieho lietadla licenčne vyrábal v závode AERO VODOCHODY pod československým označením Z-159F. Do roku 1965 malo byť podľa pôvodných plánov vyrobených 430 licenčných lietadiel MiG-21F-13. Postupne však boli tieto počty z ekonomických dôvodov redukované. Licenčná výroba stíhacieho lietadla MiG-21F bola v Československu ukončená v roku 1966. Celkovo bolo vyrobených 194 kusov lietadiel MiG-21F-13 (bez vzorového kusa) v 11 sériách. Okrem československého vojenského letectva bolo 15 lietadiel 8. série a 11 lietadiel 9. série exportovaných do Egypta.

Pre potreby výcviku bolo v roku 1965 zakúpených 11 kusov dvojmiestnych stíhacích lietadiel MiG-21U s motormi R-11F-300. Tieto lietadla boli zaradené do výzbroje Výcvikového strediska letectva v Mladé, neskôr k 1 lšp. Přerov.

Letecké turbokompresorové prúdové motory R-11F-300 (československé označenie M-11) sa licenčne v Československu vyrábali len krátku dobu. V Leteckých opravnách Malešice LOM sa vykonávali generálne opravy motorov R-11F-300.

Vývoj leteckého turbokompresorového prúdového motora R-11F-300 pokračoval ďalej. Konštrukčná kancelária S. K. TUMANSKÉHO postupne zdokonaľovala základnú konštrukciu motora R-11F-300 pre modernizované varianty stíhacieho lietadla MiG-21. Jednotlivé vývojové varianty motora R-11F-300 sa vzájomne odlišovali najmä drobnými úpravami v konštrukcii motora a v palivo-regulačnej sústave motora. Postupne sa do výroby zaviedli prúdové motory R-11F-300 (MiG-21F), R-11F2-300 (MiG-21PF, U, US), R-11F2S-300 (MiG-21PFM, R) a R-11F2SK-300 (MiG-21 UM). Ďalšou podstatnou rekonštrukciou prúdového motora R-11F-300 a zásadnými zmenami v regulačnej sústave vznikol nový typ prúdového motora so zvýšeným ťahom, ktorý dostal označenie R-13F-300 (MiG-21MF).

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-11F-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s trojstupňovým nízkotlakovým a trojstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou chladenou plynovou turbínou, jednostupňovou nízkotlakovou nechladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou so skokovou reguláciou kritického priemeru na režimoch bez prídavného spaľovania a plynulou reguláciou kritického priemeru na režimoch so zapnutým prídavným spaľovaním.

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F-300 bol použitý u stíhacieho lietadla MiG-21F (v kóde NATO „FISHBED A“). Dva motory R-11F-300 slúžili pre pohon stíhacieho variantu lietadla Jak-28P (v kóde NATO „BREWER“), prieskumného variantu lietadla Jak-28R a cvičného variantu lietadla Jak-28U.

ZÁKLADNÉ TECHNICKÉ ÚDAJE MOTORA R-11F-300

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 38,26 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 56,41 kN
Maximálne otáčky rotora nízkeho tlaku na maximálnom režimen1,max. = 11150 min.-1
Maximálne otáčky rotora vysokého tlaku na maximálnom režimen2,max. = 11425 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 877°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 710°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0.096 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0.235 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresorapKC = 8,85
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režimeQv = 63,7 kg.s-1
Celková dĺžka motoraL = 4600 mm
Maximálny priemer motoraD = 906 mm
Vstupný priemer motoraD1 = 680 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 1065+2% kg
Celková hmotnosť motoraGmax. = 1146+2% kg

KONŠTRUKCIA MOTORA R-11F-300

Kompresor

Kompresor motora R-11F-300 je jednoprúdový, axiálny, dvojrotorový, tvorený nízkotlakovou a vysokotlakovou časťou. Nízkotlaková časť kompresora je trojstupňová, axiálna s nadzvukovými rotorovými lopatkami. Rotor nízkotlakového kompresora sa skladá z diskového prvého stupňa, ktorý je spojený s diskobubnovým druhým a tretím stupňom. Hriadeľ rotora nízkotlakového kompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku a na strednom vloženom guličkovom ložisku. Aerodynamický kryt na vstupe do nízkotlakového rotora je ohrievaný teplým vzduchom, odoberaným z priestoru za kompresorom motora. Vysokotlaková časť kompresora je trojstupňová, axiálna. Rotor vysokotlakového kompresora je diskobubnovej konštrukcie. Hriadeľ rotora vysokotlakového kompresora je uložený na hlavnom dvojradovom guličkovom ložisku a valčekovom ložisku rotora vysokotlakovej plynovej turbíny. Stator kompresora motora sa skladá z telesa prvého stupňa s telesom predného valčekového ložiska, telesa druhého a tretieho stupňa, telesa štvrtého a piateho stupňa a zadnej skrine kompresora s usmerňovacími lopatkami šiesteho stupňa. Zvýšenie zásoby stabilnej práce kompresora zabezpečuje dvojhriadeľové usporiadanie kompresora motora a dva odpúšťacie ventily vzduchu, ktoré sú otvárané tlakom paliva v závislosti na otáčkach motora.


Rez kompresora
Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora R-11F-300 je priamoprúdová, zmiešaného typu. Skladá sa z vonkajšieho plášťa, desiatich rúrkových plamencov s palivovými dýzami, prešľahových rúrok, dvoch zapaľovačov, odpadového ventilu a vnútorného plášťa. Prívod paliva do plamencov zabezpečuje desať duplexných palivových dýz v závislosti na tlaku paliva za piestikovým čerpadlom-regulátorom. Medzi rúrkovým plamencom č. 1 a č. 2 a plamencom č. 9 a č. 10 sú umiestnené dva zapaľovače, ktoré zabezpečujú zapálenie zmesi paliva a vzduchu v plamencoch pri spúšťaní motora na zemi a počas letu. Prenos plameňa do ostatných rúrkových plamencov zabezpečujú prešľahové rúrky, ktoré vzájomne prepojujú jednotlivé plamence. Vzduch, privádzaný od kompresora motora, sa v hlavnej spaľovacej komore rozdeľuje na dva prúdy v pomere 30% : 70%. Primárny prúd vzduchu sa pri vstupe do plamencov rozvíruje pomocou lopatkových víričov. Sekundárny prúd vzduchu obteká plamence, ochladzuje ich a na výstupe z hlavnej spaľovacej komory sa zmiešava s produktmi horenia. Výstup plynov z hlavnej spaľovacej komory do plynovej turbíny zabezpečuje zberač plynov.


Hlavná spaľovacia komora, plamence hlavnej spaľovacej komory - pohľad z predu a zo zadu
Plynová turbína

Plynová turbína motora R-11F-300 je axiálna, dvojhriadeľová, dvojstupňová, reakčného typu. Pozostáva z vysokotlakovej a nízkotlakovej časti. Vysokotlaková plynová turbína je jednostupňová s chladenými usmerňovacími lopatkami prvého stupňa. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny zabezpečuje pohon vysokotlakového kompresora a agregátov motora. Usmerňovacie lopatky vysokotlakovej plynovej turbíny sú chladené sekundárnym prúdom vzduchu z priestoru hlavnej spaľovacej komory. Usmerňovanie chladiaceho vzduchu v dutine usmerňovacích lopatiek zabezpečujú plechové deflektory. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. S rotorom vysokotlakového kompresora je rotor vysokotlakovej plynovej turbíny spojený pomocou spojky. Uloženie celého rotora turbokompresora vysokého tlaku zabezpečuje hlavné dvojité guličkové ložisko a zadné valčekové ložisko plynovej turbíny. Nízkotlaková plynová turbína je jednostupňová s nechladenými lopatkami. Zabezpečuje pohon nízkotlakového kompresora motora. Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. Rotorové lopatky sú z dôvodu zníženia vibrácií vzájomne prepojené drôtenou bandážou. Spojenie rotora nízkotlakovej plynovej turbíny s rotorom nízkotlakovej plynovej turbíny zabezpečuje spojka. Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je uložený na prednom guličkovom ložisku a zadnom valčekovom ložisku.


Uzol plynovej turbíny a rez komory prídavného spaľovania
Výstupná sústava

Výstupná sústava motora R-11F-300 sa skladá z difúzora komory prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a regulovateľnej výstupnej dýzy. V priestore difúzora komory prídavného spaľovania sú umiestnené dva stabilizátory plameňa, dve palivové rampy s palivovými dýzami a zapaľovacia komôrka. Predĺžovacia rúra prepojuje difúzor komory prídavného spaľovania s regulovateľnou výstupnou dýzou. Pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania  v  nej prebieha proces horenia zmesi paliva a plynu. Regulovateľná výstupná dýza motora zabezpečuje zmenu kritického priemeru výstupnej dýzy motora v rozsahu od D5,min. = 526 mm do D5,max. = 680 mm podľa stanoveného programu. Zmenu polohy segmentov regulovateľnej výstupnej dýzy zabezpečuje silový prstenec, ktorý je ovládaný troma hydraulickými pracovnými valcami, napájanými tlakovou hydraulickou kvapalinou z hlavnej hydraulickej sústavy lietadla na základe elektrohydraulickej sústavy ovládania výstupnej dýzy. Tlak hydraulickej kvapaliny vo vetve ovládania regulovateľnej výstupnej dýzy je p = 21 MPa.


Rez regulovateľnej výstupnej dýzy motora;
detailny rez segmentu regulovateľnej výstupnej dýzy motora;
stabilizátory plameňa komory prídavného spaľovania.
Skriňa pohonov

Skriňa pohonov zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od rotora vysokého tlaku a rotora nízkeho tlaku na jednotlivé agregáty motora a draka lietadla, ktoré sú umiestnené na telese skrine pohonov. Skriňa pomocných pohonov je umiestnená v spodnej časti motora a je skrutkami upevnená k prírubám vonkajšieho plášťa hlavnej spaľovacej komory. Ku skrini pohonov je upevnené palivové čerpadlo-regulátor NR-21F, palivové čerpadlo-regulátor NR-22F-2, hydraulické čerpadlo NP-34-1T hlavnej hydraulickej sústavy, hydraulické čerpadlo NP-34-1T sústavy hydraulických zosilňovačov, dodávacie palivové čerpadlo DCN-13DT, štartér-generátor GSR-ST-12000VT, olejový agregát, odstredivý odlučovač vzduchu, odstredivý odvzdušňovač a vysielač otáčok rotora vysokého tlaku n2. Odsávacie olejové čerpadlo prednej opory a vysielač otáčok rotora nízkeho tlaku n1 sú umiestnené samostatne pod predným telesom kompresora motora.

SÚSTAVY MOTORA R-11F-300

Olejová sústava

Olejová sústava motora R-11F-300 je cirkulačná, uzatvorená, s priamym odvzdušnením do výšky H = 12000 m a pretlakovaním vzduchom vo výškach nad H > 12000m. Olejová sústava motora zabezpečuje mazanie a chladenie ložísk a ozubených prevodov v skrini pohonov. Olejovú sústavu tvorí olejová nádrž, palivoolejový agregát, olejový agregát, olejové dýzy, odsávacie olejové čerpadlo predného ložiska motora,  odstredivý odlučovač vzduchu, odstredivý odvzdušňovač, vysielač teploty oleja a vysielač tlaku oleja. Pracovný tlak oleja je po = 0,35+0,1 MPa. Použitý druh oleja MK-8P.

Palivová sústava

Palivová sústava motora zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do motora v závislosti na zvolenom režime činnosti motora a podmienkach letu lietadla. Palivovú sústavu motora tvorí palivová sústava nízkeho tlaku paliva, spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory, palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory, spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania, palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania a odpadová palivová sústava. Zo spotrebnej palivovej nádrže lietadla sa palivo dodáva elektrickým dodávacím palivovým čerpadlom cez požiarny kohút, dodávacie palivové čerpadlo DCN-13DT, palivoolejový agregát, palivový čistič na vstup čerpadla-regulátora NR-21F a čerpadla-regulátora NR-22F-2. Palivová sústava nízkeho tlaku paliva zabezpečuje čistenie paliva na vstupe do palivovej sústavy motora a zvýšenie tlaku paliva pred vstupom do agregátov palivovej sústavy motora. Spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje dodávku paliva do dvoch zapaľovačov pri spúšťaní motora v závislosti na tlaku vzduchu za celkovým kompresorom motora p2c. Palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory motora zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz v hlavnej spaľovacej komore vo všetkých režimoch činnosti motora. Základným agregátom je čerpadlo-regulátor NR-21F, ktoré reguluje dodávku paliva do hlavnej spaľovacej komory podľa základného regulačného  zákona Qp,HSK = f(n1).

Spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania zabezpečuje dodávku paliva do zapaľovacej komôrky v komore prídavného spaľovania pri spúšťaní režimu prídavného spaľovania. Palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz komory prídavného spaľovania pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania. Reguláciu dodávky paliva do komory prídavného spaľovania realizuje čerpadlo-regulátor NR-22F-2 podľa základného regulačného zákona Q = f(p2´/p4). Čerpadlo-regulátor NR-22F-2 v spolupráci s čerpadlom-regulátorom NR-21F zabezpečuje obmedzovanie maximálnych otáčok vysokotlakového rotora podľa regulačného zákona n2,max. = konšt.

Motor pracuje s palivom PL-6 a PL-7.

Odpadová sústava

Odpadová sústava motora R-11F-300 zabezpečuje odvod nespáleného paliva, oleja a hydraulickej kvapaliny, ktorá presakuje cez tesnenia agregátov a odvod konzervačnej kvapaliny pri odkonzervovaní motora. Odpadové kvapaliny sú odvádzané z jednotlivých zberačov sústavou potrubí do odpadovej nádrže motora. Obsah odpadovej nádrže je pri činnosti motora odsávaný ejekčným účinkom do priestoru výstupnej dýzy motora a spaľovaný v prúde vystupujúcich plynov.

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora R-11F-300 zabezpečuje zmenu kritického priemeru výstupnej dýzy motora v závislosti na otáčkach vysokotlakového rotora n2 a na polohe páky ovládania motora α POM podľa stanoveného programu. Sústavu ovládania výstupnej dýzy motora tvoria silové prvky, elektrohydraulické prvky a elektrické prvky. Ovládanie silového prstenca výstupnej dýzy zabezpečujú tri hydraulické pracovné valce, napájané tlakovou hydraulickou kvapalinou s tlakom p = 21 MPa z hlavnej hydraulickej sústavy lietadla. Synchronizáciu pri vysúvaní a zasúvaní piestnic hydraulických pracovných valcov zabezpečuje šesť synchronizačných ventilov. Riadenie činnosti sústavy ovládania výstupnej dýzy motora zabezpečuje panel riadenia PURT-1F, blok riadenia BU-4B a elektrohydraulický ventil GA-164 podľa regulačného zákona D5 = f(n2, α POM ). Elektrohydraulická sledovacia sústava zabezpečuje spätnú väzbu.

Signalizácia polohy výstupnej dýzy  je  v  kabíne lietadla zabezpečená  signalizačným tablom.

Odmrazovacia sústava motora

Odmrazovacia sústava motora R-11F-300 zabezpečuje ochranu vstupnej časti motora pred vznikom námrazy. V odmrazovacej sústave sa na ohrev aerodynamického krytu kompresora využíva horúci vzduch odoberaný z priestoru za kompresorom motora.

Sústava odberu vzduchu z motora

Sústava odberu vzduchu z motora R-11F-300 zabezpečuje dodávku vzduchu z  priestoru telesa hlavnej spaľovacej komory pre potreby motora a draka lietadla. Jedno odberové miesto je umiestnené na telese komory prídavného spaľovania motora a slúži pre odber tlaku plynu p4c do regulačnej sústavy motora. Odoberaný vzduch z motora slúži pre potreby regulačnej sústavy motora, odmrazovacej sústavy, pretlakovania olejových tesnení a klimatizačnej sústavy lietadla.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora R-11F-300 zabezpečuje spúšťanie motora na zemi a počas letu a zapnutie režimu prídavného spaľovania. Spúšťacia sústava motora je elektrická. Tvorí ju štartér-generátor GSR-ST-12000 VT, spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory, spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania, elektrická sústava motora a kyslíková sústava motora. Pri spúšťaní motora na zemi sa po pripojení na zdroj elektrického prúdu štartér-generátor GSR-ST-12000VT roztáča a cez dvojrýchlostný pohon a skriňu pohonov uvádza do pohybu rotor turbokompresora vysokého tlaku. Po dosiahnutí voľnobežných otáčok motora dvojrýchlostný pohon prepína štartér-generátor GSR-ST-12000VT zo spúšťacieho režimu na generátorový režim, v ktorom dodáva jednosmerný prúd do palubnej siete lietadla. Spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje v priebehu spúšťania regulovanú dodávku paliva do dvoch zapaľovačov v hlavnej spaľovacej komore motora v závislosti na celkovom tlaku vzduchu za kompresorom motora p2c. Kyslíková sústava motora dodáva kyslík do zapaľovačov hlavnej spaľovacej komory motora pri spúšťaní motora počas letu. Kyslíková sústava pracuje s tlakom kyslíka p = 0,9 až 1,05 MPa. Spúšťanie komory prídavného spaľovania zabezpečuje zapaľovacia komôrka, ktorá je umiestnená vo vnútornom priestore kužeľa difúzora komory prídavného spaľovania. Palivo  do  zapaľovacej  komôrky  dodáva  spúšťacia palivová sústava  komory  prídavného spaľovania. Zapálenie paliva v zapaľovačoch hlavnej spaľovacej komory a v zapaľovacej komôrke komory prídavného spaľovania zabezpečujú vysokonapäťové zapaľovacie sviečky.

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora R-11F-300 v kabíne lietadla MiG-21F sa vykonáva pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok motora ITE-2, ukazovateľa výstupných plynov TVG-11T, ukazovateľa tlaku oleja DIM-8T a ukazovateľ spotrebomera RTS-16A-4. Signalizáciu niektorých režimov činnosti motora zabezpečuje svetelné tablo zelenej farby „ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ“ a svetelné tablo zelenej farby „ФОРСАЖ“. Vznik požiaru signalizuje červené signalizačné tablo „ПОЖАР“. Na záznam parametrov letu lietadla „MiG-21F” sa používalo záznamové zariadenie „Barospirograf“.

TABUĽKA REŽIMOV MOTORA R-11F-300

PARAMETER / REŽIM ŤAH
FT
[kp]
OTÁČKY
NÍZKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n1
[%]
OTÁČKY
VYSOKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n2
[%]
ŠPECIFICKÁ
SPOTREBA
PALIVA
cm
[g.kp-1.s-1]
TEPLOTA
VÝSTUPNÝCH
PLYNOV
t4c
[°C]
PRIEMER
VÝSTUPNEJ
DÝZY
D5
[mm]
OBMEZENÁ
DOBA
ČINNOSTI
t
PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 5750-100 100±0,5 (11150±50) 99,9 (11420) 2,3 700 680 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 4900+100 100±0,5 (11150±50) 100,5 (11480) 1,7 700 610 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
MAXIMÁLNY 3900-100 100±0,5 (11150±50) 101,1 (11440) 0,94 700 526 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
NOMINÁLNY 3100 93±0,7 (10370±75) 94,9 (10850) 0,91 650 526 bez obmedzenia
CESTOVNÝ (0,8 NOMINÁLNEHO) 2500 87,9±0,7 (9800±75) 91 0,92 650 526 bez obmedzenia
VOĽNOBEŽNÝ 180 29,5+2 (3300±200) 46,4 (5300) 465 kg.h-1 420 680 na zemi 10 min.
počas letu bez obmezenia
Poznámka:
  1. 100 % otáčok nízkotlakového rotora n1 = 11 156 min-1.
  2. 100 % otáčok vysokotlakového rotora n2 = 11 362 min-1.
  3. Maximálna (obmedzená) hodnota otáčok vysokotlakového rotora n2 počas letu je n2,obm. = 104±0,3 %.
  4. U motoroch po generálnej oprave sa zvyšuje maximálna teplota výstupných plynov t4c o 10°C.

Snímky z monografií letounů MiG-21


R-11F2-300

ÚVOD

Ďalším vývojom stíhacieho lietadla MiG-21F vznikol nový variant lietadla, ktorý dostal označenie MiG-21PF. Nové lietadlo sa zásadne odlišovalo v konštrukcii prednej časti trupu, v ktorej bol umiestnený vyhľadávací a strelecký radiolokátor RP-21 SAFÍR, umožňujúci sledovať cieľ aj pri zhoršených poveternostných podmienkach a v  noci. Zásadne sa menila  aj výzbroj lietadla, z ktorej bol vynechaný kanón. Základom výzbroje lietadla sa stali rakety, navádzané radiolokátorom, umiestnené na závesníkoch pod krídlami. Vzhľadom na vyššiu hmotnosť lietadla došlo aj k zmenám na podvozku lietadla, u ktorého boli použité kolesá s väčším priemerom.

 Pre pohon lietadla bol použitý výkonnejší variant motora R-11F2-300 so zvýšeným ťahom na režime prídavného spaľovania. Nový variant motora R-11F2-300 dosahoval vyššie výkony, ktoré boli dané niektorými zmenami v palivo-regulačnej sústave motora. Pre zvýšenie spoľahlivosti práce motora bolo upravené vstupné ústrojenstvo lietadla a zmenený program regulácie prestavovania vstupného kužeľa.

Prototyp stíhacieho lietadla MiG-21PF (E-7) s jednoprúdovým motorom R-11F2-300 bol prvýkrát zalietnutý v roku 1960. Po úspešnom ukončení skúšok bol zaradený do sériovej výroby.

Stíhacie lietadla MiG-21F-13 zavedené do československého stíhacieho letectva začiatkom šesťdesiatych rokov, neboli schopné plniť stíhacie úlohy v noci a pri sťažených poveternostných podmienkach. Z tohto dôvodu bolo velením československého vojenského letectva rozhodnuté nakúpiť variant lietadla MiG-21PF (P – Perechvatčik), ktorý bol schopný tieto úlohy plniť. V priebehu rokov 1964 až 1965 bolo zakúpených 40 kusov lietadiel tohto typu, ktoré boli dislokované k 3. prepadovej letke 11. slp. v Žatci, k 1. letke 1. slp. v Českých Budějoviciach a k 3. letke 8. slp. v Mošnove.

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-11F2-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s trojstupňovým nízkotlakovým a trojstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou chladenou plynovou turbínou, jednostupňovou nízkotlakovou nechladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou so skokovou reguláciou kritického priemeru na režimoch bez prídavného spaľovania a plynulou reguláciou kritického priemeru na režimoch so zapnutým prídavným spaľovaním.

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2-300 je použitý u stíhacieho lietadla MiG-21PF (v kóde NATO „FISHBED D“).

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA “F-11F2-300”

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 38,26 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 60,82 kN
Maximálne otáčky rotora nízkeho tlaku na maximálnom režimen1,max. = 11150 min.-1
Maximálne otáčky rotora vysokého tlaku na maximálnom režimen2,max. = 11425 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 877°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 740°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0.098 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0.242 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresorapKC = 8,8
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režimeQv = 65 kg.s-1
Celková dĺžka motoraL = 4600 mm
Maximálny priemer motoraD = 906 mm
Vstupný priemer motoraD1 = 690 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 1037+2% kg
Celková hmotnosť motoraGmax. = 1174+2% kg

KONŠTRUKCIA A SÚSTAVY MOTORA R-11F2-300

Základné odlišnosti medzi motormi R-11F-300 a R-11F2-300
  1. Zmenené výkonové parametre motora R-11F2-300.
  2. Zmenené prevádzkové obmedzenia motora R-11F2-300.
  3. Zmenená poloha vysielača otáčok rotora vysokého tlaku n2 na skrini pomocných pohonov.
  4. Na skrini pomocných pohonov je u motora R-11F2-300 upevnený generátor striedavého prúdu SGO-8.
  5. Zmenená hmotnosť motora R-11F2-300.
  6. Zmenená konštrukcia výstupnej dýzy motora R-11F2-300 a hodnoty kritického priemeru výstupnej dýzy na jednotlivých režimoch činnosti motora.
  7. Zmena zapojenia vačiek v pulte riadenia PURT-1F u motora R-11F2-300.
  8. Spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory je súčasťou palivovej sústavy dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory motora R-11F2-300. Do spúšťacej palivovej sústavy bol zapojený elektromagnetický spúšťací ventil, ovládaný blokom riadenia BU-4B.
  9. Zmeny v palivovej sústave dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory motora R-11F2-300. Použitý nový variant čerpadla-regulátora NR-21F-2. Ventil prídavného paliva má uzol riadenej dodávky paliva, ktorým sa dá nastaviť dodávané množstvo paliva. Použitý výškový korektor VK-21, ktorý je automaticky ovládaný v  závislosti na tlaku vzduchu pH. Použitý druhý škrtiaci blok spätnej väzby u hydraulického spomaľovača.
  10. Zmeny v palivovej sústave dodávky paliva do komory prídavného spaľovania. Barometrické krabice vo výškovom a rýchlostnom obmedzovači sú nahradené membránou, ktorá rozdeľuje vzduchové komory tlakov vzduchu p2 a p2´´. Použitý iný typ redukčnej ihly tlaku vzduchu za kompresorom. Použitý elektromagnetický ventil vzduchu MKV-200, ktorý je ovládaný vačkou F panelu riadenia PURT-1F.

TABUĽKA  REŽIMOV  MOTORA  R-11F2-300

PARAMETER / REŽIM ŤAH
FT
[kp]
OTÁČKY
NÍZKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n1
[%]
OTÁČKY
VYSOKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n2
[%]
ŠPECIFICKÁ
SPOTREBA
PALIVA
cm
[g.kp-1.s-1]
TEPLOTA
VÝSTUPNÝCH
PLYNOV
t4c
[°C]
PRIEMER
VÝSTUPNEJ
DÝZY
D5
[mm]
OBMEZENÁ
DOBA
ČINNOSTI
t
PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 6200 100,5±0,5 100±0,5 2,37 740 680 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 4900 100,5±0,5 100±0,5 1,72 740 610 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
MAXIMÁLNY 3900 100,5±0,5 100±0,5 0,96 na zemi 710
počas letu 740
530 na zemi 15 sek.
počas letu 10 min.
NOMINÁLNY 3100 94±0,5 96 0,93 710 530 bez obmedzenia
CESTOVNÝ (0,8 NOMINÁLNEHO) 2500 89±0,5 92,7 0,94 710 530 bez obmedzenia
VOĽNOBEŽNÝ 170 33±2 48 620 kg.h-1 420 680 na zemi 10 min.
počas letu bez obmezenia
Poznámka:
  1. Otáčky nízkotlakového rotora n1 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 101,5 % a na zemi hodnotu 101 %.
  2. Otáčky vysokotlakového rotora n2 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 104 %.
  3. Pri akcelerácii môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 prekmitnúť na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
  4. Pri zapnutí prídavného spaľovania môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
  5. Pri akcelerácii môže dôjsť k zvýšeniu maximálnej teploty výstupných plynov t4c na 750°C na dobu 5´´.
  6. So zvyšujúcou sa výškou letu rastu voľnobežné otáčky: H = 3000 m n1,voľn. = 50 %, H = 7000 m n1,voľn. = 70 %, H = 10000 m n1,voľn. = 80 %.

R-11F2S-30

ÚVOD

Na základe skúseností z lokálnych konfliktov v šesťdesiatych rokoch bolo stíhacie lietadlo MiG-21PF upravené, najmä z hľadiska použitej výzbroje. V spodnej časti trupu lietadla bol umiestnený dvojkanón GŠ-23. Použitie kanónovej výzbroje malo za následok niekoľko zmien v konštrukcii lietadla a zvýšenie hmotnosti lietadla MiG-21PFM. Používané vztlakové klapky Fowlerového typu už neboli schopné zabezpečiť dostatočnú vztlakovú silu pri štarte a pri pristátí, čo spôsobovalo problémy pri zvýšenej hmotnosti lietadla. Pri riešení tohto problému použili konštruktéri netradičný postup. Fowlerove vztlakové klapky boli nahradené jednoduchými vztlakovými klapkami, ktoré boli ofukované stlačeným vzduchom, odoberaným z priestoru za kompresorom motora, čím sa podarilo znížiť pristávaciu rýchlosť lietadla o 25 až 30 km.h-1. Táto sústava, nazvaná ofukovanie hraničnej vrstvy („SDUV POGRANIČNOGO SLOJA“) – „SPS“, si vyžiadala aj úpravy v  konštrukcii motora, z ktorého sa stlačený vzduch odoberal. Takto upravený letecký turbokompresorový prúdový motor dostal označenie R-11F2S-300.

Československé vojenské letectvo zakúpilo v ZSSR v roku 1966 50 kusov lietadiel typu MiG-21PFM (SPS). Tieto stíhacie lietadla boli zaradené do výzbroje československej PVO u 1. slp., 11. slp. a 9. slp.

Motory R-11F2S-300 boli masovo vyrábané v licencii v indickej továrni „HAL“ v Korapute a v  čínskej továrni v  Chengdu pod označením WP-7.

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-11F2S-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2S-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s trojstupňovým nízkotlakovým a trojstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom s odberom vzduchu pre sústavu ofukovania hraničnej vrstvy na vztlakových klapkách, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou chladenou plynovou turbínou, jednostupňovou nízkotlakovou nechladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou so skokovou reguláciou kritického priemeru na režimoch bez prídavného spaľovania a plynulou reguláciou kritického priemeru na režimoch so zapnutým prídavným spaľovaním.

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2S-300 je použitý u stíhacieho lietadla MiG-21PFM (v kóde NATO „FISHBED F“) a cvičného lietadla „MiG-21US“ (v kóde NATO „MONGOL B“).

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA “F-11F2S-300”

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 38,26 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 60,557 kN
Maximálne otáčky rotora nízkeho tlaku na maximálnom režimen1,max. = 11150 min.-1
Maximálne otáčky rotora vysokého tlaku na maximálnom režimen2,max. = 11425 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 877°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 740°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0.098 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0.242 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresorapKC = 8,9
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režimeQv = 65,2 kg.s-1
Celková dĺžka motoraL = 4600 mm
Maximálny priemer motoraD = 906 mm
Vstupný priemer motoraD1 = 690 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 1117+2% kg
Celková hmotnosť motoraGmax. = 1194+2% kg

KONŠTRUKCIA A SÚSTAVY MOTORA R-11F2S-300

Základné odlišnosti medzi motormi R-11F2-300 a R-11F2S-300
  1. Zmenené výkonové parametre motora R-11F2S-300. Nižší ťah motora R-11F2S-300. Vyššia hmotnosť motora R-11F2S-300
  2. Odber vzduchu (2,5 kg.s-1) pre sústavu ofukovania hraničnej vrstvy vzduchu na vztlakových klapkách.
  3. Zmenená konštrukcia difúzora komory prídavného spaľovania.
  4. Zmena programu sústavy ovládania výstupnej dýzy pri zapnutí sústavy ofukovania hraničnej vrstvy vzduchu na vztlakových klapkách.
  5. Zmena zapojenia panelu riadenia PURT-1F.
  6. Zmenený blok riadenia BU-5,  ktorý má 6 vačiek  s  iným označením vačiek a iným zapojením elektrických obvodov.
  7. Zmena zapojenia skrinky reostatov R-1.
  8. Zmena v elektrickom obvode sústavy ovládania výstupnej dýzy motora R-11F2S-300.
  9. Kyslíková sústava motora R-11F2S-300 je súčasťou kyslíkovej sústavy lietadla.

TABUĽKA  REŽIMOV  MOTORA  R-11F2S-300

PARAMETER / REŽIM ŤAH
FT
[kp]
OTÁČKY
NÍZKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n1
[%]
OTÁČKY
VYSOKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n2
[%]
ŠPECIFICKÁ
SPOTREBA
PALIVA
cm
[g.kp-1.s-1]
TEPLOTA
VÝSTUPNÝCH
PLYNOV
t4c
[°C]
PRIEMER
VÝSTUPNEJ
DÝZY
D5
[mm]
OBMEZENÁ
DOBA
ČINNOSTI
t
PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 6173+80-120 100,5±0,5 100,3 2,37 740 683 na zemi 15"
počas letu 10 min.
MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 4900+200 100,5±0,5 100,1 1,72 740 610 na zemi 15"
počas letu 10 min.
MAXIMÁLNY 3900+40-100 100,5±0,5 100,1 0,96 na zemi 710
počas letu 740
530 na zemi 15"
počas letu 10 min.
NOMINÁLNY 3100 94±0,5 96 0,93 - 530 bez obmedzenia
CESTOVNÝ (0,8 NOMINÁLNEHO) 2500 89±0,5 92,7 0,94 - 530 bez obmedzenia
VOĽNOBEŽNÝ 170 31 až 35 48 620 kg.h-1 420 683 na zemi 10"
počas letu bez obmezenia
Poznámka:
  1. Otáčky nízkotlakového rotora n1 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 101,5 % a na zemi hodnotu 101 %.
  2. Otáčky vysokotlakového rotora n2 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 104 %.
  3. Pri akcelerácii môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 prekmitnúť na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
  4. Pri zapnutí prídavného spaľovania môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
  5. Pri vypnutí prídavného spaľovania vo výške H ≥ 8000 a M ≥ 1,6 môže dôjsť k zvýšeniu teploty t4c = 760°C na dobu 5´´.
  6. Pri zapnutí “SPS” môže dôjsť k zvýšeniu maximálnej teploty výstupných plynov “t4c” na 740°C.

R-11F2SK-300

ÚVOD

Posledným variantom leteckého turbokompresorového prúdového motora R-11F-300 je motor R-11F2SK-300, ktorý je použitý u cvičného variantu prúdového lietadla MiG-21UM. Cvičné lietadlo MiG-21UM bolo modernizovaným variantom cvičného prúdového lietadla MiG-21US s novým typom vystreľovacích sedadiel KM-1U a KM-1I. Prístrojové vybavenie lietadla MiG-21UM zodpovedalo štandardu stíhacích variantov lietadla MiG-21MA a MiG-21MF. Prvé série cvičného lietadla boli poháňané leteckým turbokompresorovým prúdovým motorom R-11F2SK-300. U posledných sérií cvičného lietadla MiG-21UM a u lietadiel, ktoré prešli generálnymi opravami, bol už použitý prúdový motor R-13F-300. Cvičné lietadlá MiG-21UM s prúdovými motormi R-11F2SK-300 boli do československého vojenského letectva zaradené spolu so stíhacími lietadlami MiG-21MF v  druhej polovici sedemdesiatych rokov.

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-11F2SK-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2SK-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s trojstupňovým nízkotlakovým a trojstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom s odberom vzduchu pre sústavu ofukovania hraničnej vrstvy na vztlakových klapkách, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou chladenou plynovou turbínou, jednostupňovou nízkotlakovou nechladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou so skokovou reguláciou kritického priemeru na režimoch bez prídavného spaľovania a plynulou reguláciou kritického priemeru na režimoch so zapnutým prídavným spaľovaním.

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F2SK-300 je použitý u cvičného prúdového lietadla “MiG-21UM” v kóde NATO „MONGOL B“).

ZÁKLADNÉ TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA  F-11F2S-300

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 38,26 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 60,557 kN
Maximálne otáčky rotora nízkeho tlaku na maximálnom režimen1,max. = 11150 min.-1
Maximálne otáčky rotora vysokého tlaku na maximálnom režimen2,max. = 11425 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 877°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 740°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0.098 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0.242 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresorapKC = 8,9
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režimeQv = 65,2 kg.s-1
Celková dĺžka motoraL = 4600 mm
Maximálny priemer motoraD = 906 mm
Vstupný priemer motoraD1 = 690 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 1117+2% kg
Celková hmotnosť motoraGmax. = 1194+2% kg

KONŠTRUKCIA A SÚSTAVY MOTORA R-11F2S-300

Základné odlišnosti medzi motormi R-11F2S-300 a R-11F2SK-300
  • V ľavom hydraulickom pracovnom valci sústavy ovládania výstupnej dýzy je zabudovaný signalizátor polohy výstupnej dýzy EDPS-100, ktorý signalizuje na table T-10 každú zmenu polohy výstupnej dýzy motora.
  • V olejovej sústave motora R-11F2SK-300 je zabudovaný signalizátor minimálneho tlaku oleja MSTV-1,3.
  • V olejovej sústave motora R-11F2SK-300 je zabudovaný vysielač nečistôt VS-1.
  • Pri odpálení rakiet sa automaticky zapína spúšťanie motora R-11F2SK-300 počas letu.
  • V bloku riadenia BU-5 je zapojená vačka E, ktorá pri 70% otáčok vysokotlakového rotora motora R-11F2SK-300 prestavuje výstupnú dýzu z maximálneho priemeru na minimálny priemer.
  • TABUĽKA  REŽIMOV  MOTORA  R-11F2SK-300

    PARAMETER / REŽIM ŤAH
    FT
    [kp]
    OTÁČKY
    NÍZKOTLAKOVÉHO
    ROTORA
    n1
    [%]
    OTÁČKY
    VYSOKOTLAKOVÉHO
    ROTORA
    n2
    [%]
    ŠPECIFICKÁ
    SPOTREBA
    PALIVA
    cm
    [g.kp-1.s-1]
    TEPLOTA
    VÝSTUPNÝCH
    PLYNOV
    t4c
    [°C]
    PRIEMER
    VÝSTUPNEJ
    DÝZY
    D5
    [mm]
    OBMEZENÁ
    DOBA
    ČINNOSTI
    t
    PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 6173+80-120 100,5±0,5 100,3 2,37 740 683 na zemi 15 sek.
    počas letu 10 min.
    MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 4900+200 100,5±0,5 100,1 1,72 740 610 na zemi 15 sek.
    počas letu 10 min.
    MAXIMÁLNY 3900+40-100 100,5±0,5 100,1 0,96 na zemi 710
    počas letu 740
    530 na zemi 15 sek."
    počas letu 10 min.
    NOMINÁLNY 3100 94±0,5 96 0,93 - 530 bez obmedzenia
    CESTOVNÝ (0,8 NOMINÁLNEHO) 2500 89±0,5 92,7 0,94 - 530 bez obmedzenia
    VOĽNOBEŽNÝ 170 31 až 35 48 620 kg.h-1 420 683 na zemi 10 min.
    počas letu bez obmezenia
    Poznámka:
    1. Otáčky nízkotlakového rotora n1 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 101,5 % a na zemi hodnotu 101 %.
    2. Otáčky vysokotlakového rotora n2 nesmú prekročiť počas letu hodnotu 104 %.
    3. Pri akcelerácii môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 prekmitnúť na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
    4. Pri zapnutí prídavného spaľovania môže prekmitnúť hodnota otáčok nízkotlakového rotora n1 na hodnotu n1 = 106,5 % na dobu 5´´.
    5. Pri vypnutí prídavného spaľovania vo výške H ≥ 8000 a M ≥ 1,6 môže dôjsť k zvýšeniu teploty t4c = 760°C na dobu 5´´.
    6. Pri zapnutí “SPS” môže dôjsť k zvýšeniu maximálnej teploty výstupných plynov “t4c” na 740°C.

    MiG-21PF

    MiG-21 Analog 144

    Su-15

    E-2A

    Jak-129

    Jak-28P


    Starý text k motorům R-11 - ve světle informací z nového článku je potřeba ty ze článku starého brát s rezervou. Nejsou totiž založeny na datech přímo z manuálů a dokumentací, jak je tomu v případě nového textu.


    Komentáře k této stránce
    2012-05-04 18:59:38
    Ryba
    dobrý deň,
    Som študent Technickej univerzity v Poznani. Musím robiť prácu na motore R11 - F2SK ale veľmi ťažké nájsť akékoľvek informácie o tomto návrhu na internete. Jediný konkrétny novinky o tejto téme som našiel na webe. Ale ja viem, že nie sú dosť pre prácu, ak by ste si mysleli, takúto možnosť a máte nejaké informácie o tomto motore, potom prosím pošlite ich na adresu znakom @ Ryba.to@wp.pl

    Vopred moc ďakujem za pomoc
    Zdravím z poľského študentského :)
    jméno    kontrolní výpočet 3 + 3 =           
    Není možné vkládat odkazy začínající http://, použijte h**p://.
    Všechny položky formuláře jsou povinné. Nevhodné příspěvky budou bez varování mazány.



    Přístupů od 24. 4. 2002