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-13F-300

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Tretia generácia stíhacích lietadiel MiG-21, reprezentovaná stíhacím variantom lietadla MiG-21 MF a cvičným variantom MiG-21UM, sa oproti pôvodnému stíhaciemu lietadlu MiG-21F značne odlišovali svojou konštrukciou, výzbrojou a prístrojovým vybavením. Tieto zmeny sa však nepriaznivo prejavili v pomere hmotnosti lietadla a ťahu motora, čo bolo nutné riešiť zvýšením ťahu motora. Pôvodný letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F-300 bol však už na hranici svojich technických možností a  neumožňoval ďalšie zvyšovanie výkonov. V konštrukčnej kancelárii SERGEJA KONSTANTOVIČA TUMANSKÉHO sa rozhodli riešiť tento problém zásadnou rekonštrukciou motora R-11F2S-300 a jeho regulačnej sústavy pod vedením hlavného konštruktéra GAVRILOVA. Konštruktéri zásadne zmenili konštrukciu vstupného ústrojenstva, vysokotlakového kompresora a difúzora komory prídavného  spaľovania. Podstatne bola zmenená palivovo-regulačná sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory použitím nového palivového čerpadla-regulátora NR-54. Pridaním ďalších dvoch stupňov vysokotlakového kompresora došlo k zvýšeniu maximálnej dodávky vzduchu o 2,8 %, k zvýšeniu ťahu na režime prídavného spaľovania o 7 % pri zvýšení hmotnosti motora len o 3,2 % a pri takmer rovnakej špecifickej spotrebe paliva. Takto upravené motory dostali nové označenie R-13F-300.

Letecké turbokompresorové prúdové motory R-13F-300 po ich úspešnom zavedení v stíhacích lietadlách MiG-21MF boli pri generálnych opravách inštalované aj do stíhacích lietadiel MiG-21MA a cvičných lietadiel MiG-21UM. Na motor R-13F-300 nadviazal GAVRILOVOM modernizovaný motor R-25. U motora bol použitý zvýšený podiel titanových zliatin. Motor R-25 dosahoval vyšší celkový stupeň stlačenia πKC = 9,55, nižšiu špecifickú spotrebu paliva, vyšší ťah na maximálnom režime FT,max. = 47 577 N a vyšší ťah na režime prídavného spaľovania FT,PS = 69 638 N. Motor R-25, ktorý je zameniteľný s motorom R-13F-300, je použitý u lietadiel MiG-21BIS a Su-15T. Čínska kópia motorov R-13F-300 s maximálnym ťahom FT.PS = 65,9 kN, označená TRDF WP-13A, slúžila na pohon modernizovaného variantu ťažkého dvojmotorového stíhacieho lietadla SAC F-8 II” (v kóde NATO “FINBACK B”). Zdokonalený variant motora s ťahom FT,PS = 68,67 kN, použitý u variantu lietadla SAC F-8 IIM, dostal označenie TRDF WP-13B.

Prvé stíhacie lietadla MiG-21MF s motormi R-13F-300 boli do výzbroje československého vojenského letectva zaradené v roku 1971.


Motor R-13F-300 pred 28. deliacou priehradou lietadla MiG-21MF;
Motor R-13F-300 pred montážou do lietadla MiG-21MF.

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-13F-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-13F-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s  trojstupňovým nízkotlakovým a päťstupňovým 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-13F-300 je použitý u stíhacieho lietadla MiG-21MF (v kóde NATO FISHBED J) a cvičného lietadla MiG-21UM (v kóde NATO MONGOL B).


MiG-21MF

Su-15TM

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA R-13F-300

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 40,221 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 64,746 kN
Maximálne otáčky rotora nízkeho tlaku na maximálnom režimen1,max. = 11156 min.-1
Maximálne otáčky rotora vysokého tlaku na maximálnom režimen2,max. = 11326 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 1025°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 780°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0.0978 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0.229 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresoraπKC = 8,9
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režimeQv = 67 kg.s-1
Spotreba vzduchu pre sústavu “SPS”Qv,SPS = 2,5 kg.s-1
Celková dĺžka motoraL = 4600 mm
Maximálny priemer motoraD = 906 mm
Vstupný priemer motoraD1 = 690 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 1132+2% kg
Celková hmotnosť motoraGmax. = 1210,6+2% kg

KONŠTRUKCIA  MOTORA R-13F-300

Kompresor

Kompresor motora R-13F-300 je jednoprúdový, axiálny, dvojrotorový, osemstupňový, 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. Vstupný aerodynamický kryt je ohrievaný horúcim vzduchom z priestoru za kompresorom motora.

Vysokotlaková časť kompresora je päťstupňová, 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 vírivého prstenca, telesa prvého stupňa s telesom predného valčekového ložiska, telesa druhého a tretieho stupňa, telesa štvrtého až siedmeho stupňa, zadného telesa kompresora s usmerňovacími lopatkami ôsmeho stupňa a telesa ložísk. Ku konštrukcii draka lietadla sa upevňuje motor pomocou dvoch upevňovacích čapov, umiestnených na zadnom telese kompresora.

Zvýšenie zásoby stabilnej práce kompresora zabezpečuje vírivý prstenec, dvojhriadeľové usporiadanie kompresora motora a dva odpúšťacie ventily vzduchu, ktoré sú uzatvárané tlakom vzduchu v kompresore motora.


Rez kompresora.
Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora R-13F-300 je priamoprúdová, zmiešaného typu. Skladá sa z vonkajšieho plášťa, desiatich rúrkových plamencov s duplexnými 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 na výstupe z čerpadla-regulátora NR-54. 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 plamene, 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.


Rez hlavnej spaľovacej komory.
Plynová turbína

Plynová turbína motora R-13F-300 je axiálna, dvojhriadeľová, dvojstupňová, reakčného typu. Skladá sa 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. Zo 40 usmerňovacích lopatiek je 10 usmerňovacích lopatiek intenzívnejšie chladených z dôvodu väčšieho tepelného zaťaženia. 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 nízkotlakého kompresora zabezpečuje spojka. Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je uložený na prednom guličkovom ložisku a zadnom valčekovom ložisku.

Výstupná sústava

Výstupná sústava motora R-13F-300 sa skladá z difúzora komory prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a regulovateľnej výstupnej dýzy. V priestore difúzora komory prídavného spaľovania sú umiestnené tri stabilizátory plameňa, tri 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. = 535 mm do D5,max. = 675 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 EGSU-1A.


Stabilizátory plameňa komory prídavného spaľovania.
Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora R-13F-300 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 upevnená skrutkami ku konzole vonkajšieho plášťa hlavnej spaľovacej komory. Ku skrini pohonov je upevnené palivové čerpadlo-regulátor NR-54, 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-44DT, štartér-generátor GSR-ST-12000VT, olejový agregát, odstredivý odlučovač vzduchu, odstredivý odvzdušňovač, generátor striedavého prúdu SGO-8 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-13F-300

Olejová sústava

Olejová sústava motora R-13F-300 je tlaková, cirkulačná, uzatvorená,  s  priamym odvzdušnením do výšky  H = 12000 m  a  pretlakovaním vzduchom vo výškach nad H > 12000 m. 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 nečistôt, vysielač teploty oleja a vysielač tlaku oleja. Pracovný tlak oleja je po = 0,4+0,05 MPa. Použitý druh oleja MK-8P.

Palivová sústava

Palivová sústava motora R-13F-300 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-44DT, palivoolejový agregát, palivový čistič na vstup čerpadla-regulátora NR-54 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-54, 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 Qp,KPS = f(p2´/p4). Čerpadlo-regulátor NR-22F-2 v spolupráci s  čerpadlom-regulátorom NR-54 zabezpečuje obmedzovanie maximálnych otáčok vysokotlakového rotora podľa regulačného zákona n2,max. = konšt.

Odpadová palivová sústava zabezpečuje odvod nespáleného paliva z hlavnej spaľovacej komory a  komory prídavného spaľovania do odpadovej nádrže. Motor pracuje s palivom PL-6 a PL-7.

Odpadová sústava

Odpadová sústava motora R-13F-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 do predného zberača, zadného zberača, zadného zberača komory prídavného spaľovania do odpadovej nádrže motora. Obsah odpadovej nádrže je pri činnosti motora odsávaný ejekčným účinkom vystupujúcich plynov z motora do priestoru výstupnej dýzy motora a spaľovaný v prúde vystupujúcich plynov.

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora R-13F-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 elektrohydraulickej sústavy ovládania výstupnej dýzy EGSU-1A. 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 piestníc 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, αPOM). Elektrohydraulická sledovacia sústava zabezpečuje spätnú väzbu. Signalizácia polohy výstupnej dýzy je v kabíne lietadla zabezpečená signalizačným tablom.

Odmrazovacia sústava motora

Odmrazovacia sústava motora R-13F-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-13F-300 zabezpečuje dodávku vzduchu z  priestoru telesa hlavnej spaľovacej komory pre potreby motora a draka lietadla. Na telese hlavnej spaľovacej komory sa nachádza 14 odberových miest vzduchu. 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. Časť odoberaného vzduchu z  priestoru za kompresorom sa využíva pre sústavu SPS (SDUV POGRANIČNOVO SLOJA”), ktorá zabezpečuje ofukovanie vztlakových klapiek lietadla, čím sa dosahuje zníženie pristávacej rýchlosti lietadla o 20 až 30 km.h-1.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora R-13F-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 roztáča 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” pomocou elektrohydraulického ventilu MKPT-9AF.

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-13F-300 v kabíne lietadla MiG-21MF sa vykonáva pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok motora ITE-2, ukazovateľa výstupných plynov TVG-1, ukazovateľa tlaku oleja UII-8TR a ukazovateľ spotrebomeru RTS-16A-4. Signalizáciu niektorých režimov činnosti motora zabezpečuje svetelné tablo zelenej farby „ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ“, svetelné tablo „МАКСИМАЛ“, svetelné tablo zelenej farby „ФОРСАЖ“, svetelné tablo zelenej farby „ВТОРАЯ  ФОРСАЖ“ a svetelné tablo zelenej farby „СТВОРКИ РС. ОТКР.“. Vznik požiaru signalizuje červené signalizačné tablo „ПОЖАР“ a poruchu olejovej sústavy signalizuje červené signalizačné tablo „МАСЛО“.

Na záznam parametrov letu lietadla MiG-21MF, jeho sústav a činnosti motora R-13F-300 sa používa záznamové zariadenie SARPP-12GM, ktoré zaznamenáva 6 analógových signálov a 6 diskrétnych signálov. Analógovým signálom sa zaznamenáva priebeh zmeny otáčok motora. Diskrétnym signálom sa zaznamenáva okamžik zapnutia maximálneho režimu a režimu prídavného spaľovania.

TABUĽKA REŽIMOV  MOTORA  R-13F-300

PARAMETER / REŽIM ŤAH
FT
[kp]
ŠPECIFICKÁ
SPOTREBA
PALIVA
cm
[kp.kg-1.s-1]
OTÁČKY
NÍZKOTLAKOVÉHO
ROTORA
n1
[%]
TEPLOTA
VÝSTUPNÝCH
PLYNOV
t4c
[°C]
PRIEMER
VÝSTUPNEJ
DÝZY
D5
[mm]
TLAK OLEJA
po
[kp.cm-2]
OBMEZENÁ
DOBA
ČINNOSTI
t
2. PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE - - 103+1-0,5 780 675±0,5 min. 3 -
1. PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 6600+65-190 2,25 na zemi 100,5±0,5
počas letu 100,5+1-0,5
780 650±0,5 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
15 sek.
MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE 5300+200 1,7 na zemi 100,5±0,5
počas letu 100,5+1-0,5
780 min. 610 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
na zemi 15 sek.
MAXIMÁLNY 4100-100 0,96 na zemi 100,5±0,5
počas letu 100,5+1-0,5
770 min. 535 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
na zemi 15sek.
MAXIMÁLNY SPS min. 3400 - na zemi 100,5±0,5
počas letu 100,5+1-0,5
770 min. 555 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
na zemi 15 sek.
počas letu 2 min.
NOMINÁLNY min. 3400 0,91 95±0,5 - min. 535 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
-
0,8 NOMINÁLNEHO 2500 0,97 89±0,5 - min. 535 na zemi 4±0,5
počas letu min. 3
-
VOĽNOBEŽNÝ 170 - 33,5±1,5 420 675-4 min. 1 na zemi 10 min.
Poznámka:
  1. Režim 2. prídavného spaľovania sa automatický zapína počas letu pri dosiahnutí rýchlosti M = 1,5 a zapnutom režime 1. prídavného spaľovania.
  2. Doba akcelerácie z voľnobežného režimu na otáčky n1 = 99 % je 9,2´´ až 12,7´´ podľa teploty tH.
  3. Doba akcelerácie z otáčok n1 = 85 % na otáčky n1 = 99 % je 5,5´´ až 7,5´´.
  4. Maximálny prekmit teploty výstupných plynov t4c po dobu 5´´ je t4c,max. = 800°C.
  5. Maximálny prekmit otáčok n1 pri akcelerácii na režim prídavného spaľovania n1,max. = 106,5 % po dobu 5´´.
  6. Maximálny prekmit otáčok n1 pri akcelerácii na maximálny režim n1,max. = 103 % po dobu 5´´.

Starý text k motorům R-13 - 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.


Některé zdroje použitých informací a obrázků:

Komentáře k této stránce
2013-07-29 00:13:04
Pedro
Pánové nedá mi to i po těch letech a musím oponovat-v roce 86-87 ve VSOŠL Prešov nás mjr.ing.Greguš učil motor R-13F300 jako běžný pohon MiGu-21MF a vyšších verzí.Pominu rozdíly v tabulkových hodnotách a tazích a vezmu to spíš technicky-při 1,5M se zapínala druhá forsáž charakterizovaná zvýšením průměru výstupní trysky a odběrem paliva do SPRCHOVÝCH forsážních kolektorů od čerpadla DCN-44DT,takže ne toho typu-protiproudého-co je uveden na fotce o stabilizátoru plamene.Dále neexistovala kontrolka na table СТВОРКИ РС. ОТКР ale COПЛO OTKPЫTO.Takhle by to mohlo vypadat-jiné radiální stabilizátory hoření a jsou tam znatelné trubičky sprchových forsážních kolektorů http://i564.photobucket.com/albums/ss82/jth3rd/th_nocheating4.jpg.
2011-03-24 15:53:08
bungynik
martinez is fully right! Iven the photos you have published were the R-13-300 not R-13F-300. Here is the exhaust of R-13F-300

radikal.ru/F/s014.radikal.ru/i328/1102/e8/7f8fcfb4d39c.jpg.html
2010-11-23 16:01:13
zk
Díky za upozornění, vracím se k tomuto článku po dlouhé době, tak už konečně sjednám nápravu :)
2010-01-05 21:37:26
martinez
Na československých lietadlách Mig-21MF motor R-13F-300(izd. 95F) nikdy nebol nainštalovaný. Čs. lietadlá Mig-21MF používali motory izd. 95 a t.j. R-13-300 prvej až šiestej výrobnej série so stanovenými technickými resursami do 1.GO, od 200h do 500hodín. Motor R-13F-300 bol verziou R-13-300 s rovnakými parametrami ale s pridaným pal. čerpadlom pre dodávku paliva do PS pre režim tzv. mimoriadny ako na motore R-25-300. Motor R13F-300 sa inštaloval do lietadiel ruských verzii SMT a exportných MT ktoré mali draky zhodné s verziami MF ale neumožňovali zastavať verziu R-25-300 známu len z Mig-21BIS. Kvôli zvačšenej vzletovej hmotnosti tzv. mimoriadny režim motora R-13F-300 prišiel vhod.
jméno    kontrolní výpočet 3 + 5 =           
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