Main Menu
User Menu

Proudový motor TR-1

Autor : 🕔01.05.2021 📕2.922
Rozpočet valka.cz 2021 : 85.000,- Kč Příjmy doposud : 83.494,- Kč
♡ Chci přispět
Proudový letecký motor TR-1
Vývojář A. M. Ljulka
Země SSSR
Postaveno 1946
Zkoušky 1946-1947

První prací A. M. Ljulky v letectví byla jeho účast v letech 1933-1938 na vytvoření turbíny pracující na levné druhy paliva, která by nahradila benzínové pístové letecké motory. Vrtule letadla měla být otáčena turbínou. Tato práce byla provedena v KB při katedře leteckých motorů Charkovského leteckého institutu. V důsledku své činnosti dospěl A. M. Ljulka k přesvědčení, že budoucnost letectví je v proudových motorech s plynovými turbínami, které nemají vrtule - proudové motory (RTD).

V roce 1938 vyvinul A. M. Ljulka se skupinou podobně smýšlejících lidí projekt takového motoru RTD-1 s tahem 400 kg. Do této doby byla známá teorie proudových motorů vytvořená B. S. Stěčkinem, odstředivé kompresory a plynové turbíny našly praktické uplatnění, ale nebyl znám ani jediný funkční proudový motor. Předpokládalo se, že proudový motor je ekonomicky životaschopný pouze za podmínky, že teplota plynu před turbínou bude vyšší, než 900 °C. Existující materiály nemohly při těchto teplotách spolehlivě fungovat.

V projektu RTD-1 „reaktivního turbomotoru“ byly použity uzly prověřené v konstrukci turbokompresoru na pístových motorech a parních turbínách, tj. byla zajištěna maximální účinnost uzlů. V tomto ohledu se A. M. Ljulkovi podařilo zdůvodnit možnost vytvoření ekonomicky účinného proudového motoru při teplotě plynu snížené na 650 °C. Výsledkem bylo, že pokles rychlosti plynů z trysky, a tím i tahu proudového motoru, byl kompenzován zvýšením průtoku vzduchu motorem. Aby bylo zajištěno účinné spalování, byl do spalovací komory přiváděn vzduch pod vysokým tlakem z dvoustupňového odstředivého kompresoru a palivo bylo rozprašováno již zahřáté na stěnách spalovací komory, kde sloužilo jako chladič.


RTD-1

Projekt RTD-1 byl schválen Lidovým komisariátem leteckého průmyslu, byly přiděleny finanční prostředky na konstrukci zkušebního vzorku. A. M. Ljulka byl převeden do Leningradu do speciální konstrukční kanceláře (SKB-1) v Kirovském závodě, aby pokračoval ve své práci. Na projektování uzlů budoucího GTD byli přizváni konstruktéři Ústředního kotloturbínového institutu I. I. Polzunova. Zde byl původní projekt přeměněn na silnější proudový motor RD-1 již se šestistupňovým axiálním kompresorem.

V roce 1940 byla zahájena výroba a testování modelů turbíny, kompresoru a skutečné komory spalování RD-1. Vzhledem ke specifikům týmů zapojených do návrhu byla spalovací komora vytvořena na principu topeniště parního generátoru. Uvnitř komory byl přehřívač paliva ve formě „cívky“, skrz kterou bylo do vstřikovačů dodáváno ohřáté palivo - prototyp vstřikovačů odpařovacího typu používaný u některých moderních motorů s plynovou turbínou. Do srpna 1941 byl RD-1 ze 75 % proveden v kovu. Již v této fázi byl model RD-1 s tahem 500 kg navržen hlavnímu konstruktérovi A. A. Archangelskému pro jeho nový bombardér SBB. Připraven byl také projekt výkonnějšího proudového motoru M-18 o tahu 600 kg, ale válka přerušila práce na všech proudových motorech.


RD-1

V dubnu 1941 ve své žádosti o vynález A. M. Ljulka nejprve navrhl nový typ proudového motoru - dvouproudový (DTRD), který „... má výhodu v účinnosti oproti jednoproudovému proudovému leteckému motoru při střední letové rychlosti.“ Podle moderní terminologie se jedná o proudový motor se směšováním vnitřních a vnějších toků před společnou tryskou. Motory tohoto typu byly vytvořeny mnohem později.

Ljulka a jeho RD-1 byli v únoru 1942 odvoláni v souvislosti s návrhem NII VVS pokračovat v práci na proudovém motoru. A samotný designér v květnu 1942 apeluje na J. V. Stalina se stejnou žádostí. Od července 1942 byl A. M. Ljulka se skupinou spolupracovníků převeden, aby pokračoval v práci v Kirovském závodu Lidového komisariátu pro tankový průmysl, do konstrukční kanceláře V. F. Bolchovitinova, za účelem zdokonalení stíhačky BI. Z obklíčeného Leningradu byly vyvezeny zakonzervované uzly RD-1, nebo zakopány na území závodu.

V dubnu 1943 vláda zvážila projekt prvního sovětského stíhače s proudovým motorem, ve kterém hlavní konstruktér M. I. Gudkov navrhl instalovat RD-1 na letoun LaGG-3. Konstrukce letounu nebyla schválena a pro realizaci projektu proudových motorů byla konstrukční skupina A. M. Ljulky převedena do Ústředního institutu leteckých motorů (CIAM). V plném proudu práce pokračovaly od roku 1944 ve zdech nového NII-1, kde A. M. Ljulka vedl oddělení pro výzkum a konstrukci proudového motoru.

V květnu 1945 byly zahájeny stendové testy prvního sovětského skutečně fungujícího proudového motoru S-18, vytvořeného na základě RD-1. Při práci ve zvýšených režimech se motor změnil na hromadu zkrouceného kovu. Poprvé tehdy čelili pumpáži a A. M. Ljulka byl první, kdo tento problém vyřešil. Po dlouhém zdokonalování S-18 úspěšně prošel testy, jejichž výsledky byly srovnatelné s německým motorem Jumo-004. Sovětský proudový motor měl vyšší tah (1250 kg), nižší měrnou spotřebu paliva a hmotnost, ale ukázalo se, že je to stendový model a není vhodný pro instalaci do letadla. A takové letadlo, stíhačka La-VRD, zkonstruované v konstrukční kanceláři Lavočkina v květnu 1944 se mělo vydat na letové zkoušky v březnu 1946.


S-18

Ve stejném časovém období se oddělení A. M. Ljulky zabývalo rozebráním, studiem a vytvořením technického popisu trofejního německého motoru Jumo-004. Vláda dokonce uvažovala o vydání pokynu ke kopírování tohoto proudového motoru pro sériovou výrobu, ale A. M. Ljulka dokazoval jeho bezperspektivnost a demonstroval práci domácích konstruktérů. Výsledkem bylo, že v zemi se uskutečnily oba směry výroby proudového motoru.

Pro vytvoření letové verze motoru S-18 a výrobu malé série pod označením TR-1 byla v roce 1946 v závodě č. 165 vytvořena OKB pod vedením A. M. Ljulky a výroba Jumo-004 byla převedena do jiného závodu.

V srpnu 1946 byly zahájeny pokusy s TR-1, které skončily v březnu 1947 úspěšným dokončením státních zkoušek životnosti na 20 hodin. Byl dosažen tah 1300 kg. Problém pumpáže a vysoké účinnosti byl u TR-1 vyřešen použitím nízkého stlačení v axiálním kompresoru: 8 stupňů k dosažení malého zvýšení tlaku vzduchu, rovného 3,0 (lze ho dosáhnout v jednom stupni odstředivého kompresoru). Rotor kompresoru je vyroben ve formě silnostěnného bubnu konstantního průměru, složeného ze tří částí. Do jeho prstencových drážek byly vloženy lopatky. Ve své moderní lehké formě se tyto rotory používají u motorů pozdějších generací. Teplota plynu před turbínou byla zvýšena na 750 – 780°С. Ve spalovací komoře již nebyly žádné trubkové výměníky. Automatický systém řízení motoru byl vytvořen na základě Jumo-004 a měl regulátor otáček rotoru, který nebyl u anglických proudových motorů. To usnadnilo pilotovi ovládání motoru. Hlavním palivem byl traktorový petrolej a ke startu byl použit letecký benzín B-70. TR-1 byl spuštěn vzduchovým startérem. Tento typ startéru se začal široce používat až v 60. letech.


TR-1

K úspěšnému dokončení testů obdržel A. M. Ljulka blahopřání od samotného J. V. Stalina, byl vyznamenán Leninovým řádem a poté získal Státní cenu jako vítěz soutěže o vytvoření prvního domácího proudového motoru. Ve stejném roce proběhly první lety s motory TR-1 na zkušebních stíhačkách Su-11 (první s tímto názvem), I-211 a bombardéru Il-22. V srpnu 1947 se Su-11 a Il-22 zúčastnily letecké přehlídky v Tušinu. S motorem TR-1 a jeho výkonnější modifikací byl postaven TR-1A, zkušený stíhač MiG-9 (FL), stíhačka La-154 a bombardér Su-10. TR-1 nebyl přijat do sériové výroby, protože byly požadovány výkonnější proudové motory s velkým resursem.


Su-11

Během těchto let vyšlo najevo, že ještě předtím než začal A. M. Ljulka pracovat na proudovém motoru, byly podobné práce prováděny v Anglii a Německu, že první proudové motory zde byly testovány v roce 1937 a první let letadla s proudovým motorem motor se uskutečnil v Německu v roce 1939. Ale to vše se dělo v hlubokém utajení. Takže A. M. Ljulka šel touto cestou sám a je právem považován za zakladatele vývoje proudových motorů v SSSR.


TR-1

Technické údaje TR-1
Maximální tah (kN) 13,6
Specifická spotřeba paliva ((kg/h)/N) 0,132
Teplota plynu před turbínou (K) 1050
Typ kompresoru axiální
Počet stupňů kompresoru 8
Typ spalovací komory prstencový
Stlačení kompresoru 3,16
Zdroje
Журнал «Наука и жизнь», № 10 за 1984 г.
В.В.Самулеев. Создатель авиационных двигателей. Журнал «АэроХобби», № 2 за 1993 г.
В.Ф.Кудрявцев. Авиационные двигатели А.М.Люльки.

Podobné články

Další články autora

Autor : 🕔01.05.2021 📕2.922