Spřátelené weby
další odkazy

VK-1

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Po úspešnom zavedení stíhacieho lietadla MiG-15 v sovietskom vojenskom letectve a vo vojenských letectvách niektorých  krajín pokračoval jeho ďalší vývoj a modernizácia. Motory “ROLLS-ROYCE NENE 1, 2”, použité u prototypov, boli nahradené sovietskou kópiou tohto motora , ktorá dostala označenie RD-45. Vývoj motora pokračoval ďalej v konštrukčnej kancelárii VLADIMIROVIČA JAKOVLEVIČA KLIMOVA (11.7.1982 - 9.9.1962).  Výsledkom tejto modernizácie motora ”RD-45” bol variant motora označený RD-45F, ktorý sa vyznačoval väčším ťahom a zvýšenou spoľahlivosťou činnosti.

V novembri 1948 bol vyskúšaný zásadne modernizovaný variant motora RD-45,   ktorý dostal označenie VK-1.  Tento nový motor mal značne zvýšený ťah oproti motoru RD-45F, čo si vyžiadalo aj dodatočnú rekonštrukciu draka lietadla MiG-15. Lietadlo MiG-15 s modernizovaným motorom VK-1 dostalo označenie MiG-15 BIS.

Prvé licenčne vyrábané stíhacie lietadlá MiG-15 v Československu v roku 1951 mali motory RD-45, dodávané zo Sovietskeho zväzu. Licenčné motory RD-45F, vyrábané v n. p. ZÁVODY JANA ŠVERMY (MOTORLET) v Prahe pod československým označením M-05, boli montované do licenčných lietadiel už v roku 1952. Súčasne s prechodom na licenčnú výrobu stíhacích lietadiel MiG-15BIS začala v n. p. ZÁVODY JANA ŠVERMY od roku 1954 aj licenčná výroba motora VK-1 pod československým označením M-06. V priebehu desiatich rokov sa v Československu vyrobilo 6122 prúdových motorov obidvoch typov. Z uvedeného počtu vyrobených motorov bolo 1028 motorov typu VK-1.

Motory ”VK-1 boli vyrábané aj v Poľsku v závode „WSK” („WYTWÓRNIA SPRZETU KOMUNIKACIJNEGO”) Rzeszov pod označením „LIS-2” („Licenyjny silnik“). Tento prúdový motor sa v Poľsku vyrábal od jari roku 1954. Masová výroba lietadla “MIG-15BIS” s  motorom VK-1 prebiehala v päťdesiatych rokoch aj v Čínskej ľudovej republike.

Letecké turbokompresorové prúdové motory  M-05 a M-06, ktoré sa vyrábali v n. p. ZÁVODY JANA ŠVERMY, priniesli zásadnú zmenu technológie výroby leteckých motorov. Podstatne sa zmenili nároky na presnosť výroby jednotlivých častí motora a ich spoľahlivosť. Zaviedla sa výroba nových žiaruvzdorných a žiarupevných oceľových zliatin a ďalších nových materiálov. Tieto skutočnosti mali za následok rýchle zvládnutie náročných vývojových úloh pri zavádzaní nových typov leteckých prúdových motorov a pri vzniku prvých československých leteckých turbokompresorových prúdových motorov.

CHARAKTERISTIKA MOTORA VK-1

Motor VK-1 je jednoprúdový, jednohriadeľový letecký turbokompresorový motor s jednostupňovým radiálnym kompresorom s obojstranným vstupom, priamoprúdovou spaľovacou komorou s deviatimi samostatnými rúrkovými spaľovacími komorami, jednostupňovou axiálnou plynovou turbínou a pevnou výstupnou dýzou.

Motor VK-1 bol použitý ako hnacia jednotka u lietadla MiG-15BIS v kóde NATO „FAGOT B”). Variant motora, označený VK-1A bol používaný u stredného bombardovacieho lietadla Il-28 (v kóde NATO „BEAGLE”) a u prototypu stíhacieho lietadla MiG-17 (v kóde NATO „FRESCO A”).

MiG-15	MiG-17	Il-28

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA  VK-1

Ťah motora na štartovacom režime	FT = 26,47 kN
Maximálne otáčky na štartovacom režime	n = 11560 min-1
Maximálna teplota plynu pred plynovou turbínou na štartovacom režime	t3c = 875°C
Maximálna teplota plynu za plynovou turbínou na štartovacom režime	t4c = 710°C
Špecifická spotreba paliva na štartovacom režime	cm = 0,1091 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresora	pKC = 4,42
Dodávka vzduchu do motora na štartovacom režime	Qv = 48,2 kg.s-1
Celková dĺžka motora s výstupnou dýzou	L = 2651 mm
Dĺžka motora bez predlžovacej rúry a výstupnej dýzy	L = 1614 mm
Priemer motora	D = 1258,8 mm
Maximálna výška motora	V = 1273,4 mm
Suchá hmotnosť motora	G = 814±2,5% kg kg

KONŠTRUKCIA MOTORA “VK-1”

Kompresor

Kompresor motora VK-1 je radiálny, jednohriadeľový, jednostupňový s obojstranným vstupom vzduchu. Rotor kompresora tvorí lopatkové obežné koleso, ku ktorému sa skrutkami upevňuje predný čap a zadný hriadeľ. Od predného čapu sa prenáša krútiaci moment do skrine pohonov. Obojstranné usmerňovacie zariadenia, ktoré majú po 29 lopatiek, usmerňujú prívod vzduchu k obežnému kolesu. Usmerňovacie lopatky vstupného zariadenia a rozdeľovacie kužele rozdeľujú vzduch, ktorý z dvoch strán vstupuje do obežného kolesa. Stlačený vzduch z obežného kolesa vystupuje do difúzora, z ktorého sa deviatimi výstupnými nátrubkami dostáva do deviatich samostatných rúrkových 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 zabraňuje vnikaniu cudzích predmetov do obežného kolesa kompresora.

Spaľovacia komora

Spaľovacia komora motora VK-1 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 je pripevnená k výstupnému nátrubku difúzora kompresora skrukami. Zadná časť spaľovacích komôr sa opiera o oceľové puzdro telesa zberača plynu. Na tretej a ôsmej rúrkovej spaľovacej komore sú pre potreby zapálenia zmesi paliva a vzduchu umiestnené spúšťacie palivové dýzy so zapaľovacími sviečkami. Z jednotlivých rúrkových spaľovacích komôr prúdia plyny výstupnými kolenami a prstencovou dutinou zberača plynu na usmerňovacie lopatky plynovej turbíny.

Plynová turbína

Plynová turbína motora VK-1 je axiálna, jednostupňová, reakčného typu. Usmerňovacie ústrojenstvo tvorí 54 nechladených usmerňovacích lopatiek. Rotor plynovej turbíny je zložený z hriadeľa, disku plynovej turbíny a 62 nechladených obežných lopatiek, ktoré sú k disku upevnené pomocou stromčekových zámkov a plechových poistiek. Krútiaci moment sa z hriadeľa plynovej turbíny prenáša na hriadeľ kompresora cez zubovú spojku a drážkované puzdro. Rotor turbokompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku kompresora, strednom guličkovom ložisku kompresora a zadnom  valčekovom ložisku plynovej turbíny.

Výstupná sústava

Výstupná sústava motora VK-1 sa skladá z výstupnej rúry a výtokovej dýzy s  konštantným priemerom. V prednej časti výstupnej sústavy je ohrievacie zariadenie vzduchu s hrdlom pre odvod vzduchu. Vonkajšia časť výstupnej sústavy má tepelnú izoláciu z  hliníkových segmentov. V priestore vonkajšieho kužeľa difúzora sú umiestnené termočlánky, ktoré merajú teplotu výstupných plynov „t_4c”. Vnútorný kužeľ difúzora sa k vonkajšiemu plášťu upevňuje pomocou aerodynamických rebier. Výstupná dýza sa skrutkami upevňuje k predĺžovacej rúre. Kritický priemer výstupnej dýzy je možné meniť výmenou výstupnej dýzy v rozsahu od D₅ = 538 do 554 mm. Variant motora VK-1A, ktorý bol použitý u lietadla MiG-17, mal priemer výstupnej dýzy D₅ = 554 mm.

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora VK-1 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 sú umiestnené palivové čerpadlá „PN-2TK” a „PN-3TK”, olejové čerpadlá, hydraulické čerpadlo „MŠ-3A”, generátor elektrického prúdu „GSR-9000” a elektrický spúšťač „ST-2-48”, ktorý je upevnený na ľavej strane skrine pohonov.

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 „VK-1“

Olejová sústava

Olejová sústava motora „VK-1” zabezpečuje mazanie troch hlavných ložísk motora a častí ozubených prevodov skrine pohonov motora.

Tlakový olej je privádzaný do mazaných miest od tlakového olejového čerpadla s  tlakom p_o = 0,3 MPa cez olejové dýzy. V olejovej sústave sa používa transformátorový olej „MK-8”. Olejovú nádrž vytvára spodná časť skrine pohonov, v ktorej sú umiestnené olejové čerpadlá a olejové čističe. Utesnenie ložísk motora je zabezpečované labyrintovým tesnením a pretlakom vzduchu, ktorý je privádzaný od ventilátora motora.

Olejová sústava je priamo odvzdušnená do atmosféry cez skriňu pohonov motora.

Chladiaca sústava

Chladiaca sústava motora „VK-1” zabezpečuje odvod tepla z priestoru stredného ložiska, zadného ložiska a disku rotora plynovej turbíny motora. Zdrojom chladiaceho vzduchu je dúchadlo, ktoré je upevnené na hriadeli rotora kompresora v priestore za obežným kolesom. Dúchadlo dodáva chladiaci vzduch s tlakom p = 0,3 MPa. Stlačený vzduch od dúchadla 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 je odvádzaný zo zberača do atmosféry.

Palivová sústava

Palivová sústava motora „VK-1” zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz spaľovacej komory na všetkých režimoch činnosti motora.

Palivová sústava motora má dve paralelne zapojené palivové čerpadlá „PN-2T”, ku ktorým sa palivo z  palivovej nádrže lietadla dodáva elektrickým dodávacím čerpadlom odstredivého typu s  tlakom p = 0,084 MPa. Palivové čerpadlá vysokého tlaku paliva sú regulovateľné, piestikového typu s meniteľným zdvihom piestikov. Maximálny tlak paliva na maximálnom režime motora je p_max. = 9,2 MPa.

Palivovú sústavu motora tvoria: dve palivové čerpadlá vysokého tlaku „PN-2TK” a „PN-3TK”, barometrický regulátor „BR-2F”, škrtiaci ventil „DK-6K”, uzatvárací ventil s rozdeľovačom paliva, 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 „p_1c”.

VK-1 (zľava): rez motora, detail vstupu vzduchu do motora, výstupná sústava, pohľad zprava.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora „VK-1” zabezpečuje roztočenie rotora turbokompresora, dodávku paliva do spaľovacích komôr a  zapálenie vytvorenej zmesi paliva a vzduchu v tretej a ôsmej rúrkovej spaľovacej komore. Spúšťacia sústava motora riadi celý proces spúšťania motora pomocou spúšťacieho panelu „PS-48”. 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-2-48”, ktorý je napájaný z vonkajšieho zdroja elektrického prúdu. 

Spúšťaciu sústavu motora tvorí elektrický spúšťač „ST-2-48”, spúšťací panel „PS-48”, spúšťacie palivové čerpadlo “PNR-45B” s elektrickým motorom ”D-150”, spúšťacie palivové dýzy v tretej a ôsmej rúrkovej spaľovacej komore a dve zapaľovacie sviečky „SD-55ANM”.  Elektrický spúšťač, spúšťacie palivové čerpadlo a spúšťacie palivové dýzy zapína do činnosti spúšťací panel podľa časového programu. Spúšťací cyklus motora trvá 30 sekúnd. Pri poruche motora alebo pri jeho vysadení je možné vykonať jeho opätovné spustenie počas letu vo výškach od H = 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 „VK-1” v kabíne pilota lietadla „MiG-15BIS” 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.

     
     
     
     
    
Převzato z http://www.freeweb.hu/mig-15.

Některé zdroje použitých informací a obrázků:

• http://airpower.callihan.cc/images/Engines/02-MFAM-klimov-vk1-mig15.jpg
• http://www.nationalmuseum.af.mil/shared/media/photodb/photos/070108-F-1234S-001.jpg
• http://airpower.callihan.cc/images/space/04USAFM-RussianVK1Engine.jpg
• http://www.sonbi.ru/tsiam/about/Anni/engines/vk-1.htm
• http://airpower.callihan.cc/HTML/engines.htm
• http://www.freeweb.hu/mig-15

Poslední aktualizace: 17.7.2007