R11-300
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El R11-300 es el primer turborreactor soviético de doble eje con postcombustión ( TRDF ). Desarrollado en State Union Experimental Plant No. 300 (p / box 2480, ahora OJSC "AMNTK" Soyuz ") bajo el liderazgo de Sergei Konstantinovich Tumansky . Fabricantes: MMP lleva el nombre de V. V. Chernyshev (Moscú) y Ufa MPO (Ufa).
Historia
El diseño y la creación de las primeras muestras de motores se llevó a cabo en OKB -300 desde mayo de 1953 hasta enero de 1955, bajo la dirección de A. A. Mikulin (luego fue reemplazado por S. K. Tumansky). Inicialmente, el motor se llamaba AM-11 , pero después de que Mikulin fuera destituido de su cargo, el motor se llamó R11-300 (donde el número 300 es OKB-300).
El trabajo adicional sobre numerosas modificaciones del motor y la creación de nuevos modelos de esta familia se llevó a cabo en la oficina de diseño, con sede en la planta de motores Tushino , donde se organizó la producción en masa (esta oficina de diseño tenía el estatus de una rama de la planta No. . 300). Este equipo estaba encabezado por Nikolai Georgievich Metskhvarishvili.
En enero de 1956, el primer avión E-2A / 1 con un nuevo motor fue transferido para pruebas de fábrica, y luego el E-5, el prototipo del famoso MiG-21 .
El motor y sus modificaciones se instalaron en aviones Su-15 , MiG-21, Yak-25 , Yak-28 ; Se produjo una copia del R-11-300 en China (instalada en el caza J-7 ). En total se fabricaron más de 20 mil motores R-11-300 de todas las modificaciones.
La revisión del motor en 1962-1975 se llevó a cabo en las plantas de reparación No. 12 (Khabarovsk), No. 218 (Gatchina), No. 562 (Odessa) y No. 570 (Yeisk). Los motores de vuelo agotados se utilizaron en el camión de bomberos AGVT-150 (375)
.
Los principales datos técnicos del motor en el ejemplo de R11F-300 [1]
- Tipo de motor: turborreactor, doble eje, poscombustión
- compresor: axial, de seis etapas, de dos rotores
- turbina: axial, de dos etapas, de dos rotores
- cámaras de combustión: 10 cámaras individuales de flujo directo en una carcasa común
- tobera de chorro: ajustable en todos los modos, el diámetro de las aletas de la tobera varía entre 526 ÷ 680 mm
- Dimensiones del motor:
- longitud total: 4600 mm
- diámetro mayor (en vendaje FK): 906 mm
- altura máxima incluidas las unidades sobresalientes: 1085 mm
- Peso del motor entregado de fábrica (lleno de aceite conservante): 1146±2% kg
- Garantía de vida del motor antes de la primera reparación: 100 horas, de las cuales no más de 30 horas en modo postcombustión
Parámetros del motor en condiciones de banco :
- Empuje:
- en modo postcombustión máximo (velocidad del rotor ND 11159 ± 50 rpm, 100%): 5750-100 kgf
- en el modo de postcombustión mínimo (velocidad del rotor ND 11159 ± 50 rpm, 100%): 4900 + 200 kgf
- máximo sin postquemador (velocidad del rotor ND 11159 ± 50 rpm, 100%): 3900-100 kgf
- modo inactivo (velocidad del rotor ND 3740±150 rpm, 33,5±1,5%): ≤170 kgf
- Flujo de aire a través del compresor:
- en modo postcombustión completo: 63,7 kg/s
- en el modo postcombustión mínimo: 63,7 kg/s
- en el modo máximo sin postcombustión: 63,7 kg/s
- en modo nominal: 59,0 kg/s
- Relación de aumento de presión:
- en modo postcombustión completo: 8,75
- en el modo de postcombustión mínimo: 8.9
- en el modo máximo sin postcombustión: 8,85
- Consumo específico de combustible:
- en modo postcombustión completo: ≤2,30 kg/t·h
- en modo posquemador mínimo: ≤1,70 kg/t·h
- en el modo máximo sin poscombustión: 0,94±0,03 kg/t h
- en modo de gas inactivo: no estandarizado
- Temperatura del gas detrás de la turbina, no más de: 700 °С
- Hora de recogida del motor:
- desde el modo inactivo hasta el modo de postcombustión máximo: 12 ÷ 15 seg.
- de inactivo a postcombustión: no más de 20 segundos
- Duración del funcionamiento continuo del motor:
- en todos los modos de poscombustión: 10 minutos a altitudes inferiores a 10 000 m y 20 minutos a altitudes superiores a 10 000 m
- modos de postcombustión: ilimitados
- inactivo: 10 minutos
- Sistema de combustible
- combustible principal para el motor: combustible para aviones de grado T-1, T-2 o TC
- combustible de arranque: gasolina sin plomo B-70
- Sistema de aceite del motor, cerrado a presión, aceite mineral MK-8 o MS-6.
Diseño del motor R11F-300
El motor consta de los siguientes componentes principales:
- de un compresor no mecanizado de seis etapas (tres etapas de baja presión, la primera etapa, y tres etapas de alta presión, la segunda etapa)
- diez cámaras de combustión de tipo tubular de flujo directo en una carcasa común
- turbina de gas axial de dos etapas que consta de una primera etapa de alta presión (segunda etapa) y una segunda etapa de baja presión (primera etapa)
- difusor con poscombustión y tobera orientable, con sistema de alimentación de combustible de poscombustión de dos colectores
- caja de transmisión inferior para unidades de motor y aeronave, en la que están instalados: arrancador-generador GSR-ST-12000VT, bomba de combustible-regulador NR-21F, bomba de combustible-regulador NR-22F, bombas hidráulicas NP-34-2T, bomba de refuerzo de combustible DTSN-13DT, una unidad de aceite, un separador de aire, un respiradero centrífugo, una bomba de evacuación de aceite del soporte delantero, un sensor de velocidad de rotor VD tipo DTE-1 y un sensor de velocidad de rotor LP tipo DTE-1.
- sistema de combustible del combustible principal, equipado con las siguientes unidades:
- regulador de bomba de combustible de émbolo NR-21F. El accionamiento del rotor de la bomba proviene del rotor de alta presión del motor.
- bomba de combustible de émbolo-regulador de combustible de poscombustión NR-22F con unidad de control BU-4B y caja automática de poscombustión KAF-13D
- bomba de combustible de refuerzo DTSN13-DT
- Boquillas de combustible principal (10 boquillas), combustible de arranque y postcombustión (102 boquillas de combustible de postcombustión)
- sistema de combustible de combustible de arranque, que consta de dos encendedores, una válvula electromagnética, un tanque de combustible de arranque, un filtro de combustible, una bomba de engranajes eléctrica PNR-10-9M, tuberías, etc. Como combustible de arranque se utilizó gasolina de aviación sin plomo B-70 de bajo octanaje. combustible. El consumo de gasolina por arranque del motor no es superior a 0,3 litros.
- sistema de aceite de motor presurizado autónomo para lubricar las piezas móviles durante el funcionamiento. Se instalan tres bombas en el sistema de aceite: una de bombeo, que bombea desde el soporte delantero y bombea desde la caja de unidades, los soportes medio y trasero. El sistema opera a una presión de 3,5±0,5 kg/cm2. Se utiliza aceite mineral MK-8 o MS-6 con un consumo en vuelo de no más de 1,2 litros por hora. El volumen total del tanque de aceite es de 16 litros, la capacidad de llenado es de 12±0,5 litros. El tanque de aceite está incluido en el diseño de la unidad de combustible y aceite 357C, que también incluye un enfriador de combustible y aceite y un filtro de baja presión.
- sistemas de control de motores con un panel de control de modo PURT-1F, que está conectado a los reguladores de bomba HP-21F, HP-22F y la unidad de control BU-4B
- sistema hidráulico del motor, que sirve para regular el área de flujo de la tobera de chorro a través de tres cilindros hidráulicos. El fluido de trabajo es una suspensión AMG-10 con una presión de trabajo de 180-215 atm.
- sistemas de arranque de motores eléctricos con tensión de alimentación de conmutación 24x48 voltios. El giro del motor en el arranque lo realiza el arrancador GSR-ST-12000VT. En el segundo 44 del lanzamiento, el motor de arranque se cambia al modo generador y se utiliza en vuelo como fuente de electricidad en la red de a bordo de la aeronave. El equipo de lanzamiento (se refiere al equipo de la aeronave) incluye una caja de relés de arranque KPR-15A, un temporizador de lanzamiento (panel de software) AB7-44-5 y fuentes de alimentación a bordo: dos baterías de plata y zinc 15STS-45, que se cambian de paralelo durante las conexiones de lanzamiento a serie. Se instalaron dos bobinas de encendido KNA-111 de las cámaras de combustión principales y una bobina de encendido KNA-114 del postquemador. Bujías de descarga superficial: dos cámaras de combustión principal SPN-4 y dos bujías FK (una de repuesto) SE-21D5. El ciclo completo de arranque automático del motor se calcula a tiempo durante 44 ± 1,2 segundos.
- sistema de suministro de oxígeno del motor durante el lanzamiento a gran altitud, que sirve para un arranque estable del motor en vuelo en el rango de altitud de 8000÷12000 metros. Cuando se lanza en vuelo por debajo de 8000, no se utiliza compensación de oxígeno. El sistema incluye una botella de oxígeno de 2 litros de capacidad con reductor para una presión de 9÷10,5 kg/cm2, válvulas, etc.
- sistemas de admisión de aire para las necesidades de las aeronaves
- dispositivo antihielo carenado entrada compresor
- un sistema para drenar líquidos de las unidades del motor, que evita la acumulación de componentes peligrosos para el fuego en el compartimiento del motor de la aeronave
nota _ El eje del postquemador del motor (visto desde arriba) forma un pequeño ángulo con el eje del motor debido a que la parte trasera del postquemador está montada con un desplazamiento a lo largo del eje de los rodillos, hacia la izquierda. por 4 mm desde el eje de simetría de la aeronave. Durante el funcionamiento del motor debido a la expansión térmica, el eje del postquemador se mueve hacia la derecha y se alinea con el eje del motor.
Modificaciones
- R11-300 - serie
- R11F-300: motor con postquemador, uso masivo en el MiG-21 y otros tipos.
- R11F2-300: con un sistema de suministro de combustible de postcombustión mejorado y un diseño modificado de estabilizadores de combustión en el postquemador
- R11F2S-300, R11F2SU-300: modificaciones con características de inyectividad mejoradas
- R11F2SK-300 - con sistema de corrección de diámetro de boquilla SKDS
- R-11K-300 es una versión de corta duración del motor para aeronaves objetivo no tripuladas o vehículos aéreos no tripulados de reconocimiento desechables. Era un motor de avión de recursos gastados R-11F2S-300, que fue reacondicionado en una empresa de reparación de aviones. El recurso de tal motor fue de 10 horas.
Notas
- ↑ "Descripción técnica del motor R11F-300". Un manual para el personal técnico y de vuelo de la Fuerza Aérea SA. Esta ITV se aplica a todos los motores de la 1.ª a la 5.ª serie. "Secreto". Editorial estatal científica y técnica "Oborongiz", M. 1962
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