Silniki turbo-wałowe dla śmigłowców
Osobnym rozdziałem wśród silników turbinowych są silniki do napędu śmigłowców. Są to w zasadzie silniki turbośmigłowe, gdzie wyprowadzenie z przekładni jest kierowane nie na śmigło tylko na wirnik nośny i śmigło ogonowe. Oczywiście w klasycznym układzie Igora Sikorskiego. Śmigłowce zwykle posiadają dwa silniki turbinowe, rzadziej jeden, a wyjątkowo trzy silniki.
Pierwsze śmigłowce były napędzane silnikami tłokowymi, prawie do końca 50-lat. Wówczas to postanowiono wykorzystać silnik turbinowy do napędu śmigłowca. Głównym powodem była dużo mniejsza waga silnika turbinowego niż silnika tłokowego. Silnik tłokowy był w stanie wygenerować moc do 4 300 KM z masy 1 800 kg, a silnik turbośmigłowy jest w stanie wygenerować 15 000 KM z masy 2 900 kg. Moc jest po stronie silnika turbośmigłowego.
Jednak napotkano kilka istotnych problemów. Pewnym problemem było dużo większe zużycie paliwa przez silnik turbinowy, zwłaszcza na małym pułapie i przy małej prędkości. Jednak silnik turbinowy spala tańsze paliwo, naftę lotniczą.
Innym problemem okazała się przekładnia, która w związku ze znaczną redukcją obrotów była dojść duża i ciężka. Szukając rozwiązania wprowadzono tak zwaną wolną turbinę, która z główną szpulą silnika łączy się tylko gazo-dynamicznie, a nie mechanicznie jak jest to w silniku turbośmigłowym. Większość mocy z silnika turbinowego jest przekazywana na przekładnię. Odrzut jest w granicach do 20 %.
Konstrukcję silnika turbo-wałowego dla śmigłowca wygląda następująco; podstawą jest jedno-przepływowy silnik turboodrzutowy. W jego dyszy wylotowej umieszczono dodatkową turbinę, która zamienia energię kinetyczną spalin na jej obrót. Ta wolna turbina mechanicznie jest połączona z przekładnią, która ma dwa wyjścia. Jedno wyjście na wirnik nośny, a drugie wyjście na śmigło ogonowe.
Silnik PZL GTD-350. 1961 rok.
Radzieckie śmigłowce Mi-1 oraz Mi-4 były napędzane silnikami tłokowymi. Na Zachodzie dojść powszechnie wprowadzono już silniki turbinowe. Rosjanom udało się pozyskać silnik Allison 250. Na jego podstawie zespół Siergieja Izotowa opracował własny silnik, który oznaczono GTD-350. Pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w 1961 roku. Silnik w zespole dwóch egzemplarzy został wykorzystany w śmigłowcu Mi-2. Ponieważ moce przerobowe w CCCP były niewystarczające, dlatego w 1966 roku zawarto porozumienie na produkcję licencyjną silników GTD-350 w zakładach PZL WSK Rzeszów. Było to tym bardziej celowe, że cała produkcja śmigłowców Mi-2 została ulokowana w PZL Świdnik. W Polsce zbudowano ponad 10 000 sztuk silników GTD-350, a niecały 1 000 sztuk zbudowano w CCCP.
Pierwsze wersje silnika GTD-350 miały resurs między-remontowy zaledwie 200 godzin. W tym czasie resurs śmigłowca Mi-2 wynosił 1 000 godzin. Inżynierowie z PZL WSK Rzeszów wprowadzili wiele istotnych modyfikacji, dla wydłużenia resursu silnika. Udało się wydłużyć resurs do 1 000 godzin.
Dane silnika PZL GTD-350: wymiary, długość 1,35 m, szerokość 0,52 m, wysokość 0,68 m, masa 135 kg. Silnik ma moc 294 kW. Silnik składa się z 7-stopniowej sprężarki osiowej oraz jednego stopnia promieniowego (odśrodkowego). Dwa kanały powietrzne prowadzą sprężone powietrze do pojedynczej puszkowej komory spalania umieszczonej w tyle silnika. Komora spalania jest częściowo odwróconego przepływu. Paliwo do komory spalania jest dostarczane przez dwa wtryskiwacze; jeden roboczy, umieszczony centralnie i jeden zapłonowy umieszczony nieco z boku, zintegrowany ze świecą zapłonową. Sprężarka napędzana jest przez pojedynczą turbinę. Kolejna wolna, 2-stopniowa turbina napędza główną przekładnię. Silnik posiada cztery otwory wylotu spalin, po dwa na stronę lewą i prawą. Ale tylko dwa otwory są wykorzystywane. Jeśli silnik jest zamontowany po lewej stronie to wyloty po prawej są zaślepione i na odwrót. Moc startowa wynosi 313 kW (425 KM), moc nominalna wynosi 235 kW (329 KM). Prędkość obrotowa sprężarki wynosi 45 000 obr/min. Prędkość obrotowa turbiny napędowej wynosi 24 000 obr/min. Prędkość obrotowa wyjścia z silnika wynosi 5 904 obr/min. Zużycie paliwa przy starcie wynosi 0,496 kg/kWh. Rozruch silnika elektryczny prądo-rozrusznikiem.
Silnik PZL-10 W.
Silnik PZL-10 W opracowany specjalnie w WSK Rzeszów dla nowo zaprojektowanego w PZL Świdnik śmigłowca PZL W-3 Sokół, którego makietę zbudowano w 1976 roku. W 1978 roku zbudowano prototyp śmigłowca PZL W-3 Sokół, a oblot wykonano w dniu 16 listopada 1979 roku.
Silnik PZL-10 W jest przeznaczony do pracy w układzie tandem. W zespole napędowym każdy silnik jest indywidualną jednostką, a wspólnie są połączone poprzez przekładnię główną. Silnik PZL-10 W jest klasycznym silnikiem turbinowym z tak zwaną wolną turbiną. Silnik rozpoczyna się rozrusznikiem, który służy do uruchamiania silnika, poprzez sprzęgło jednokierunkowe. Rozrusznik umieszczony jest w osi wlotu powietrza do sprężarki. Dodatkowo ponad wlotem powietrza do silnika jest umieszczony zespół skrzynki napędów, który porusza: pompo-regulator paliwa, pompy olejowe, dajnik obrotów i odśrodkowy odpowietrznik. Sprężarka jest osiowa 6-stopniowa, a ostatni siódmy stopień jest promieniowy. Komora spalania pierścieniowa z dwoma urządzeniami zapłonowymi i jednym głównym wirującym wtryskiwaczem. Silnik posiada układ zabezpieczający przed pompażem w postaci jednego upustu za szóstym stopniem sprężarki i dwóch upustów w komorze spalania. Sprężarka jest napędzana poprzez 2-stopniowa turbiną. Dalej znajduje się jedno-stopniowa wolna turbina, która mechanicznie jest połączona z przekładnią główną wałem, na którym zamontowano dwa sprzęgła typu pakietowego lub membranowego, których zadaniem jest niwelowanie niedokładności w ustawieniu silnika. Na turbinie napędowej jest umieszczony napęd ogranicznika prędkości. Kolektor wylotowy poprzez obrót o kąt 180 stopni powoduje zmianę silnika z miejsca prawego na lewe i na odwrót.
Silnik PZL-10 W nadal znajduje się w produkcji (2016r.), dlatego stale poddawany jest modyfikacjom, głównie dla podniesienia jego trwałości i wydłużenia okresu między remontowego. Posiada certyfikaty: Certyfikat Nr CC-185wg FAR33, Certyfikat nr CB-164 wg NGLW-1971, Certyfikat nr CC-190 wg JAR-E, Certyfikat FAA nr E 43 NE wg FAR, Certyfikat wydany przez LUFTFAHRT-BUNDESAMT Nr 7001. Silnik występuje w wersji: z układem paliwowo-regulacyjnym EUP-10W (wersja podstawowa), z układem paliwowo-regulacyjnym EUP-10W z rezerwowym układem sterowania ALRT-2E i w wersji z mikroprocesorowym układem paliwowo-regulacyjnym EUP-10WM typu FADEC.
Dane silnika PZL-10 W: długość 1,875 m, szerokość 0,765 m, wysokość 0,595 m. Masa całkowita 141,5 kg. Moc startowa 662 kW (900 KM), moc nadzwyczajna generowana maksymalnie przez 2,5 min 846 kW (1 150 KM), prędkość obrotowa głównej szpuli 31 486 obr/min. Prędkość obrotowa turbiny napędowej (wolnej turbiny) 22 490 obr/min. Prędkość obrotowa wału wyjściowego 22 490 obr/min. Zużycie paliwa 268 g/KMh.
Opracował Karol Placha Hetman