RD-45F

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Keď boli v marci 1948 úspešne ukončené vojskové skúšky prototypov stíhacieho lietadla „MiG-15“ z konštrukčnej kancelárie ARŤOMA IVANOVIČA MIKOJANA (5.8. 1905–9.12.1970) a MICHAILA JOSIFOVIČA GURJEVIČA (12.1.1893–12.11.1976) s turbokompresorovým motorom „RD-45“, dostalo sa do sériovej výroby prúdové stíhacie lietadlo druhej generácie, ktoré sa na dlhé roky stalo základným typom stíhacieho letectva ZSSR a mnohých ďalších štátov sveta. Zaradenie stíhacieho lietadla „MIG-15“ (v kóde NATO „FAGOT A“) s motorom „RD-45“ do výzbroje českosloven­ského vojenského letectva v podstatnej miere ovplyvnilo aj smerovanie a vývoj českoslo­venského leteckého priemyslu po roku 1951.

Začiatky vývoja motora „RD-45“ siahajú do obdobia 2. svetovej vojny, kedy bol vo Veľkej Británii pod vedením Sira FRANKA WHITTLEYHO realizovaný výskum prvých prúdových motorov. Vývoj motora „ROLLS-ROYCE RB.41 NENE“, ktorý sa stal priamym predchodcom motora „RD-45“, začala firma „ROLLS-ROYCE“ v marci 1944 na základe požiadavky Ministerstva letectva na motor s ťahom FT = 18,683 kN (4200 lb.). HOOKER a LOMBARD navrhli motor „RB.40“ (počiatočné písmena pochádzali z označenia ROLLS-ROYCE a BARNOLDSWICK). Uprostred roku 1944 HOOKER navštívil USA a zistil, že firma „GENERAL-ELECTRIC“ mala v tej dobe už dva pracu­júce prototypy motorov s ťahom FT = 17,793 kN (4000 lb.). Z tohto dôvodu sa rozhodol upraviť pôvodný návrh motora na ťah FT = 22,241 kN (5000 lb.), a tak pod vedením LOMBARDA bol motor „RB.40“ zmenený na motor „RB.41 NENE“. Miernou reduk­ciou priemeru motora na D = 1,257 m (49,5 in.) a zväčšením priemeru obežného kolesa radiálneho kompresora na Drk = 0,732 m (28,8 in.) bola zvýšená dodávka vzduchu na Qv = 36,287 kg.s-1 (80 lb.s-1). Ostatné prvky motora boli prevzaté zo skúšaných motorov „DERWENT“. Prototyp motora bol vyrobený za šesť týždňov. Prvé spustenie motora bez vstupného ústrojenstva sa konalo 27. októbra 1944. Pri prvom spúšťaní motora sa vyskytli problémy so zapaľovačmi. Po opakovaných pokusoch o spustenie Denis DREW vyskrutkoval nespoľahlivé zapaľovače z  motora a roztáčaný motor zapálil plameňom z  kyslíkovo-acetylénového zváracieho prístroja cez otvor, určený pre montáž zapaľovača (takto sa vlastne zrodil prvý pochodňový zapaľovač leteckých turbokompresorových motorov). Po úspešnom zapálení zmesi paliva a vzduchu v spaľovacích komorách bol postupne otváraný škrtiaci ventil, pričom motor zvyšoval svoj ťah. Maximálny ťah mo­tora pri tomto prvom spustení prekročil FT = 17,793 kN (4000 lb.).  Nasledujúci deň nariadil HOOKER inštalovať vstupné ústrojenstvo motora a opakovať skúšku motora. Motor „NENE“ dosiahol pri tejto skúške ťah FT = 22,241 kN (5000 lb.) pri tej istej tep­lote plynu pred plynovou turbínou ako pri predchádzajúcej skúške. Tak sa podarilo v  priebehu 5 mesiacov vytvoriť malému kolektívu pracovníkov z BAROLDSWICKU v tej dobe najsilnejší motor na svete. Motor používal kvalitnejší kompresor so stupňom stla­čenia πKC = 4, pri zvýšenej účinnosti kompresora z ηKC = 0,74 na ηKC = 0,79, ktorý bol umiestnený v skrini typu „16“ s 9 nátrubkami odvodu vzduchu do 9 veľkých spaľo­vacích komôr rúrkového typu od firmy „LUCAS“. Kompresor a plynová turbína mali samo­statné hriadele prepojené rýchlorozoberateľnou spojkou, ktoré boli uložené na tla­kovo mazanom guličkovom a valčekovom ložisku. Motor mal malé radiálne obežné ko­leso kompresora, pridané pre zabezpečenie chladenia ložiska plynovej turbíny a disku plyno­vej turbíny. Dodávku paliva do motora zabezpečovali dve štandardné palivové čer­padlá. Pre výrobu plášťov motora bol použitý materiál „NIMONIC 75“. Lopatky plyno­vej tur­bíny boli vyrobené z materiálu „NIMONIC 80“, disk plynovej turbíny z  materiálu „JES­SOPS G.18B“. Hmotnosť celého motora bola okolo G = 725,7 kg (1600 lb.).

Po úspešnom ukončení skúšok bol motor „ROLLS-ROYCE NENE R.N.1“ zarade­ný do sériovej výroby a stal sa jedným zo základných typov leteckých turbokompresoro­vých motorov, na ktorých bol postavený povojnový vývoj prúdových lietadiel vo Veľ­kej Británii a v celom rade ďalších krajín sveta. Dodávky motora „NENE“ boli povolené do Sovietskeho zväzu, pre firmu „HISPANO-SUIZA“, firmu „PRATT & WHITNEY“, firmu „ROLLS-ROYCE CANADA“, do krajín Britského spoločenstva a neskôr aj do Číny.>

Sovietsky zväz, ktorý vo vývoji leteckých turbokompresorových motorov v období po ukončení 2. svetovej vojny zaostával, sústredil svoju pozornosť na využitie nemec­kých ukoristených motorov „JUMO-004“ a „BMW-003“ a ich ďalší vývoj. Na ich zá­klade vznikli prvé prúdové motory vyrobené v Sovietskom zväze, označené „RD-10“ a „RD-20“. Ich ďalšie vývojové možnosti však boli už značne obmedzené. Keďže v tomto ob­dobí  vývoj  vlastných  sovietskych leteckých turbokompresorových motorov  ešte  nebol dokončený,  J. V. Stalin  rozhodol  využiť  možnosti  nákupu tejto kategórie moto­rov vo Veľkej Británii. Motory „NENE-1, 2“ boli dodané do ZSSR v septembri 1946.

Začiatkom roku 1946 začali konštruktéri zo závodu  „GAZ č.117“  (štátny letecký závod) v Leningrade s pokusom vytvoriť kópiu prúdového motora „ROLLS-ROYCE NE-NE“. V septembri 1946 nákup skutočného motora „NENE“ a jeho dodanie do Moskvy mal za následok okamžité zrušenie tohto pokusu. V. J. KLIMOV priamo odišiel do závodu „GAZ-45“ a so špičkovým kolektívom konštruktérov a inžinierov zo závodu „GAZ-117“ vyrobil kópiu britského motora „NENE“ do najmenšieho detailu. Takto vznikol motor „RD-45“, ktorý dostal svoje číselné označenie podľa čísla továrne, v  ktorej bol motor vytvorený. Motor bol zaradený do masovej sériovej výroby pre pou­žitie u prvých sérií stíhacieho lietadla „MIG-15“. V. J. KLIMOV okamžite nariadil začať práce na ďalšom zdokonaľovaní motora „RD-45“. V decembri bol zdokonalený motor, označený podľa V. KLIMOVA „VK-1“, pripravený do výroby, avšak s  technickou ži­votnosťou len 25 hodín. Maximálne prietokové množstvo vzduchu bolo zvýšené z Qv = 41 kg.s-1 na Qv = 45 kg.s-1. Variant motora „VK-1A“ s ťahom FT = 26,487 kN (2700 kp) mal zvýšenú životnosť a zmenenú skriňu pohonov. Používal sa u bombardovacieho lietadla „IL-28“. Variant motora „VK-1F“ s prídavným spaľovaním dosahoval ťah FT = 33,1158 kN (3380 kp). Motor bol použitý u stíhacieho lietadla „MiG-17F“. Motor „VK-1“ sa od konca roka 1949 vyrábal v závodoch „GAZ-45“ v Moskve, „GAZ-16“ v UFE a „GAZ-19“ v Kujbyševe. Celkovo bolo v ZSSR vyrobených viac ako 39 000 kusov tohto typu prúdového motora.

Objem výroby motorů RD-45 a VK-1
závod
č.
typ motoru 1948 1949 1950 1951 1952 1953 1954 1955 1956 1957 1958 1959 1960
16 VK-1 55 390
16 VK-1A 422 506
19 VK-1A 44 955
24 VK-1 761 3088 598
24 VK-1A 2123 2843 2596
26 RD-45 234 1706
26 RD-45F 1175 993
26 VK-1 658 136
26 VK-1A 1266 3517 3885
45 RD-45 154 1172 15
45 VK-1 11 1724 3276 114
45 VK-1A 3332 3648 1586 2982 1119 699 353 220 75
45 VK-1F 40 1753 932 486 403 202 162
478 RD-45F 515 1401 1039 479 429 101
500 VK-1 50 971 186
500 VK-1A 771 1061 602
celkem 154 1417 4256 9223 10331 12174 12778 4953 2084 1531 656 382 75

Pre československé vojenské letectvo malo stíhacie lietadlo „MiG-15“ („S-102“), „UTI MiG-15“ („CS-102“) a „MiG-15BIS“ („S-103“) mimoriadny význam. V päťdesiatych a začiatkom šesťdesiatych rokov tvorilo takmer 1000 lietadiel „MiG-15“ a „MiG-15BIS“ v 18 stíhacích, 2 prieskumných a 2 školských plukoch základ vojenského letectva v Československu. Prvé zo 62 lietadiel „MiG-15“, dodaných zo Sovietskeho zväzu, boli oficiálne prebrané 8.6.1951. Už predtým bola 17.4.1951 v Moskve podpísaná dohoda o licenčnej výrobe lietadla „MiG-15“ a leteckých turbokompresorových motorov „RD-45“. Stíhacie lietadlá „MiG-15“ boli vyrábané v leteckej továrni „LETOV LET­ŇANY“ v  Prahe, od roku 1953 v novej továrni „AERO VODOCHODY“. Celkovo bolo v období od roku 1951 do 1961 vyrobených 821 kusov lietadiel „MiG-15“ (v kóde NATO „FA­GOT A“), 620 lietadiel „MiG-15BIS“ (v kóde NATO „FAGOT B“) a 2013 lietadiel „UTI MiG-15“ (v kóde NATO „MIDGET“). Veľká časť z  vyrobených lietadiel bola určená na export. Letecké turbokompresorové motory „RD-45F“ („M-05“) a „VK-1“ („M-06“) boli v licencii vyrábané v n. p. ZÁVODY JANA ŠVERMY („MOTOR­LET“) v Prahe Jinoniciach. V rokoch 1952 až 1962 bolo vyrobených 5094 motorov „M-05“. 1028 motorov „M-06“ sa vyrobilo v období 1954 až 1957.

Dva motory RD-45F byly také použity na letounu I-320 R-1, jež prvně vzlétl 16.dubna 1949. Prototyp R-2 již dostal motory VK-1. K sériové výrobě I-320 nedošlo, protože požadavku SSSR na stíhací letoun pro každé počasí vyhovoval lépe Jak-25. Dva motory RD-45F měl také jediný postavený letoun Su-15 (typ z konce 40. let, nikoliv přepadový stíhač z pozdější doby). Ten letěl prvně v lednu 1949, po jeho havárii o pár měsíců později byl program zastaven.

MiG-15 I-320 R-1 Su-15

CHARAKTERISTIKA MOTORA „RD-45F“

Motor „RD-45F“ je jednoprúdový, jednohriadeľový letecký turbokompresorový motor s jednostupňovým radiálnym kompresorom s obojstranným vstupom, priamoprúdo­vou spaľovacou komorou s deviatimi samostatnými trubkovými spaľovacími komorami, jednostupňovou axiálnou plynovou turbínou a pevnou výstupnou dýzou.

Motory „RD-45“ a „RD-45F“ boli použité u stíhacieho lietadla „MiG-15“, „MiG-15 BIS“ a „UTI MiG-15“.

ZÁKLADNÉ TECHNICKÉ ÚDAJE MOTORA „RD-45F“

Ťah motora na štartovacom režime FT =22,67 kN
Maximálne otáčky na štartovacom režime n = 12300 min-1
Maximálna teplota plynu pred plynovou turbínou na štartovacom režime t3c =875°C
Maximálna teplota plynu za plynovou turbínou na štartovacom režime t4c = 740°C
Špecifická spotreba paliva na štartovacom režime cm = 0,109 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresora pKC = 4,0
Dodávka vzduchu do motora na štartovacom režime Qv = 40,4 kg.s-1
Celková dĺžka motora L = 2460 mm
Maximálny priemer motora D = 1255 mm
Maximálna výška motora V = 1255 mm
Suchá hmotnosť motora G = 814 kg

KONŠTRUKCIA MOTORA „RD-45F“

Kompresor

Kompresor motora „RD-45F“ je radiálny, jednohriadeľový, jednostupňový s  oboj­stranným vstupom vzduchu. Rotor kompresora tvorí obežné koleso, ku ktorému sa skrutkami upevňuje predný čap a zadný hriadeľ. Od predného čapu sa prenáša krútiaci moment do skrine pohonov. Obojstranné usmerňovacie zariadenie usmerňuje prívod vzduchu k obežnému kolesu kompresora. Lopatky vstupného zariade­nia a rozdeľovacie kužele rozdeľujú vzduch, ktorý vstupuje do obežného kolesa. Stlačený vzduch z  obež­ného kolesa vystupuje do lopatkového difúzora, z ktorého sa devia­timi výstupnými nát­rubkami dostáva do deviatich samostatných trubkových spaľovacích komôr. Rotor kom­presora motora je uložený na prednom valčekovom ložisku a stred­nom guličkovom lo­žisku. Na hriadeli kompresora je upevnený ventilátor, ktorý zabezpe­čuje dodávku vzdu­chu na chladenie motora. Ochranné sito na vstupoch do kompresora motora zabraňuje vnikaniu cudzích predmetov do obežného kolesa kompresora.

Spaľovacia komora

Spaľovacia komora motora „RD-45F“ má deväť samostatných rúrkových spaľovacích komôr, ktoré sú vzájomne prepojené prešľahovými rúrkami. Každá rúrková spaľovacia komora je zložená zo vstupného hrdla, vonkajšieho plášťa a plamenca. Predné príruby spaľovacích komôr sú pripevnené k výstupným nátrubkom difúzora kompresora skrut­kami. Zadné časti spaľovacích komôr sa opierajú o oceľové puzdro telesa zberača plynu. Na tretej a ôsmej spaľovacej komore sú pre potreby zapálenia zmesi paliva a vzduchu umiestnené spúšťacie palivové dýzy so zapaľovacími sviečkami. Z jednotlivých trubko­vých spaľovacích komôr prúdia plyny výstupnými  kolenami a prstencovou dutinou zbe­rača plynu na usmerňovacie lopatky plynovej turbíny.

Plynová turbína

Plynová turbína motora „RD-45F“ je axiálna, jednostupňová, reakčného  typu. Usmerňovacie ústrojenstvo tvorí 54 nechladených usmerňovacích lopatiek. Rotor plynovej turbíny je zlo­žený z hriadeľa, disku plynovej turbíny a 62 obežných nechladených lopa­tiek, ktoré sú k disku upevnené pomocou stromčekových zámkov.

Krútiaci moment z hriadeľa plynovej turbíny sa prenáša na hriadeľ kompresora cez zubovú spojku a drážkované puzdro. Rotor turbokompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku kompresora, strednom guličkovom ložisku kompresora a na zadnom valčekovom ložisku plynovej turbíny.

Výstupná sústava

Výstupná sústava „RD-45F“ sa skladá z výstupnej rúry a výtokovej rúry s konštant­ným priemerom. Vonkajší plášť  má  tepelnú izoláciu z hliníkových segmentov. Vnútorný kužeľ je spojený s vonkajším plášťom pomocou štyroch aerodynamických rebier. V  priestore vonkajšieho plášťa sú umiestnené štyri termočlánky, ktoré slúžia na meranie teploty výstupných plynov. Výstupná dýza sa skrutkami upevňuje k vonkajšiemu plášťu. Kritický priemer výstupnej dýzy je možné meniť výmenou výstupnej dýzy v rozsahu od 538 do 554 mm.

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora „RD-45F“ zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od hria­deľa kompresora motora na pohon lietadlových a motorových agregátov. Skriňa poho­nov je umiestnená v prednej časti  motora. Na skrini pohonov motora sú umiestnené pa­livové čerpadlá, olejové čerpadlá, hydraulické čerpadlo, generátor elektrického prúdu a elektrický spúšťač „ST-2“.


Nákresy motorů VK-1. Motory VK-1 různých verzí se od RD-45F liší jen v detailech, mnohdy ne viditelných,
proto lze tyto nákresy považovat za platné pro všechny tyto motory.
zleva: celkový pohľad na VK-1, uzol kompresora VK-1, uzol plynovej turbíny VK-1, silová sústava VK-1

SÚSTAVY MOTORA „RD-45F“

Olejová sústava

Olejová sústava motora „RD-45F“ zabezpečuje mazanie troch ložísk motora a častí skrine pohonov. Tlakový olej je privádzaný olejového čerpadla do jednotlivých mazaných miest s tlakom 0,3 MPa cez olejové dýzy. V olejovej sústave sa používa transformátorový olej „MK-8“. Olejovú ná­drž vytvára spodná časť skrine pohonov,  na ktorej sú umiestnené olejové čerpadlá  a  olejové čističe. Utesnenie jednotlivých ložísk motora je zabezpečované labyrintovým tesnením a tlakovým vzduchom, ktorý je privádzaný ventilátora motora.

Chladiaca sústava

Chladiaca sústava motora „RD-45F“ zabezpečuje odvod tepla z priestoru stredného lo­žiska, zadného ložiska a disku rotora plynovej turbíny motora. Zdrojom chladiaceho vzduchu je  ventilátor, ktorý je upevnený na hriadeli rotora kompresora v priestore za obežným kolesom. Dúchadlo dodáva chladiaci vzduch s tlakom 0,3 MPa. Stlačený vzduch od ventilátora sa okrem chladenia využíva aj na pretlakovanie labyrintových tes­není ložísk motora. Chladiaci vzduch od dúchadla je vedený cez dutinu telesa stredného lo­žiska a ďalej sa rozdeľuje na tri prúdy. Prvý prúd zabezpečuje chladenie zadného ložiska a disku plynovej turbíny. Druhý je vedený na chladenie vnútorného krúžku zadného lo­žiska motora. Tretí prúd vzduchu vytvára vzduchovú chladiacu izolačnú vrstvu medzi izolačným kužeľom a vonkajším povrchom telesa zadného ložiska motora. Použitý vzduch prúdi do zberača  a je odvádzaný do atmosféry.

Palivová sústava

Palivová sústava motora „RD-45F“ zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do pali­vových dýz spaľovacej komory na všetkých režimoch činnosti motora. Palivová sústava motora má dve paralelne zapojené palivové čerpadlá,  ku ktorým sa palivo z palivovej nádrže lietadla dodáva elektrickým dodávacím čerpadlom odstredivého typu s tlakom paliva 0,084 MPa. Palivové čerpadlá vysokého tlaku paliva  sú regulovateľné, piestiko­vého typu s meniteľným zdvihom piestikov. Obidve palivové čerpadlá dodávajú na maximálnom režime až 2900 kg paliva za hodinu s tlakom 9,2 MPa.

Palivovú sústavu motora tvoria dve palivové čerpadlá vysokého tlaku, barometrický regulátor „BR-2F“, uzatvárací ventil s rozdeľovačom paliva, škrtiaci ventil „DK-6K“, akceleračný  automat „ART-8V“ a deväť dvojkanálových palivových dýz. Regulácia do­dávky paliva do spaľovacej komory sa vykonáva v závislosti na hodnote celkového tlaku vzduchu pred kompresorom motora „p1c“.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora „RD-45F“ zabezpečuje roztočenie rotora turbokompresora, dodávku paliva do spaľovacích komôr a zapálenie vytvorenej zmesi paliva a vzduchu v tretej a ôsmej spaľovacej komore. Spúšťacia sústava motora riadi  celý  proces spúšťania motora pomocou spúšťacieho panelu „PS-2“. Pilot spúšťa motor stlačením tlačidla spúš­ťania na páke ovládania motora a po roztočení rotora turbokompresora otvára uzatvárací kohút. Roztočenie rotora turbokompresora vykonáva elektrický spúšťač „ST-2“, ktorý je napájaný z vonkajšieho zdroja elektrického prúdu.

Spúšťaciu sústavu motora tvorí elektrický spúšťač „ST-2“, spúšťací panel „PS-2“, spúšťacie palivové čerpadlo „PNR-45B“, spúšťacie palivové dýzy v tretej a ôsmej rúrko­vej spaľovacej komore a dve zapaľovacie sviečky. Elektrický spúšťač, spúšťacie palivové čerpadlo a spúšťacie palivové dýzy uvádza do činnosti spúšťací panel podľa časového programu. Spúšťací cyklus motora trvá 30 sekúnd. Pri poruche motora alebo jeho vysa­dení počas letu je možné vykonať jeho opätovné spustenie počas letu vo výškach od 2500 do 6500 m. Ovládanie spúšťania motora počas letu sa vykonáva špeciálnym ovládacím vypínačom spúšťania motora počas letu.

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora „RD-45F“ v kabíne pilota lietadla „MIG-15“ sa vykonáva pomocou ukazovateľa palivomera „KES-857“, ukazovateľa otáčkomera „TE-20“, uka­zovateľa teploty výstupných plynov „TGZ-47“, ukazovateľa tlakomera paliva „EM-10“ a trojručičkového ukazovateľa tlaku paliva, tlaku oleja a teploty oleja „EMI-3R“. Proces spúšťania motora je signalizovaný signálnou žiarovkou.

Tabuľka režimov motora RD-45F

PARAMETER
-
REŽIM
ŤAH MOTORA
FT
[N]
OTÁČKY MOTORA
n
[min.-1]
SPOTREBA PALIVA TEPLOTA
t4C
[°C]
POVOLENÁ DOBA
ČINNOSTI
[min.]
cm
[kg.N-1.h-1]
ch
[kg.h-1]
ŠTARTOVACÍ 22268,7-882,9 12300+40-20 0,1093+0,0031-0,0061 2434,0 710 5'
BOJOVÝ 22268,7-882,9 12300+40-20 0,1093+0,0031-0,0061 2434,0 705 5'
NOMINÁLNY 11772,0 12000 0,1081+0,0031-0,0061 1272,6 695 30'
CESTOVNÝ 11379,6 11600+40-20 0,10703+0,0031-0,0061 1218,0 645 -
VOĽNOBEŽNÝ 2452,5±981 2500±100 - 400 545 10'



Některé zdroje použitých informací a obrázků:




Přístupů od 24. 4. 2002