Suchoj Su-20 2019r. - Konstrukcja

Kategoria: Samoloty Ostatnia zmiana: Listopad 2019 Historia Konstrukcja Zestawienie

235 Rozdział 1974-04-26

OKB Suchoj Su-20

Polska

Konstrukcja

Silnik AL-21

W tym rozdziale zajmiemy się silnikiem, który napędza samolot Suchoj Su-20, ale nie tyko. Stanowi on także napęd samolotów Su-22 i Su-24.

Silnik AL-7

Musimy cofnąć się do silnika AL-7, który stał się napędem samolotów Su-7, Su-9 i kilku eksperymentalnych konstrukcji.

Ważnym, choć nie przełomowym silnikiem w CCCP był silnik AL-7 F-1, który w zespole Archipa M. Lulki nosił oznaczenie TRD-31. Silnik powstał z początkiem 50-lat, poprzez rozwój silnika AL-5. Silnik AL-7 został po raz pierwszy uruchomiony we wrześniu 1952 roku. Silnik AL-7 został wykorzystany do napędu samolotów Su-7, Su-9, Tu-128. Silnik ma bardzo prostą budowę. Jest jedno-przepływowy i jedno-wałowy. Podczas testów naziemnych wielokrotnie występowało w nim zjawisko pompażu. Konstruktorom wydawało się, że problem został rozwiązany. W dniu 24 kwietnia 1959 roku w powietrze wzbił się samolot S-22-1, przyszły Su-7 B. Podczas odpalania niekierowanych pocisków rakietowych problem pompażu powrócił. Tym razem był on spowodowany gazami wylotowymi rakiet. By temu zjawisku zapobiegać silnik AL-7 otrzymał instalację KS-1, która automatycznie zmniejsza obroty silnika w chwili użycia pocisków i po chwili, również automatycznie przywraca początkowe obroty silnika. Instalacja nie do końca rozwiązała problem pompażu i dlatego wprowadzono dodatkowe ograniczenia eksploatacyjne przy lotach z dużymi pociskami niekierowanymi S-24.

Silnik Archip Lulka AL-7 ma ciąg 68,65 kN. (7 000 kG), a z dopalaniem 98,10 kN (10 000 kG). Składa się on z 9-stopniowej sprężarki osiowej, pierścieniowo-dzbanowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny, dopalacza i regulowanej dyszy wylotowej. Silnik wyposażono w instalację tlenową, dla ułatwienia rozruchu na ziemi przy niskich temperaturach lub wysoko w powietrzu. Pierwsze serie produkcyjne silnika AL-7 F-1 (TRD-31) miały ciąg 66,64 kN (6 800 kG) z dopalaniem 94,08 kN (9 600 kG). Kompresja sprężarki 9,5:1. Temperatura przed turbiną wynosi 860 stopni C. Stosunek ciągu do masy wynosi 3,4:1.

Silnik Archip Lulka AL-7 ma długość od 6,56 m do 8,00 m w zależności od zastosowanego dopalacza. Średnica maksymalna wynosi 1,30 m. Masa od 2 010 kg do 2 200 kg, w zależności od wersji. Zużycie paliwa od 95,0 kg/(h·kN) do 98,9 kg/(h·kN), a z dopalaniem 229,0 kg/(h·kN).

Silnik Archip Lulka AL-7 F. Przednia część. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Archip Lulka AL-7 F. Przednia część. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik Archip Lulka AL-7 F. Regulowana dysza wylotowa. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Archip Lulka AL-7 F. Regulowana dysza wylotowa. 2009 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik AL-21

W drugiej połowie 60-lat silnik A. Lulka AL-7 zmodernizowano i tak powstał silnik A. Lulka AL-21. Jego podstawowa wersja AL-21 F-3 ma ciąg 76,50 kN (7 800 kG) bez dopalania i 110 kN (11 215 kG) z dopalaniem. Silnik nadal jest jedno-przepływowy i jedno-wałowy. W porównaniu do poprzednika został specjalnie przystosowany do lotów na małych wysokościach.

Silnik AL-21 składa się z 14-stopniowej sprężarki osiowej, pierścieniowo-rurowej komory spalania, 3-stopniowej turbiny, dopalacza i regulowanej dyszy wylotowej. Spręż sprężarki 14,5. Maksymalna temperatura przed turbiną 1 097 stopni C. Silnik jest chłodzony powietrzem pobieranym przez 4 chwyty umieszczone na kadłubie, w tylnej części. Długość silnika 5,34 m. Średnica maksymalna 1,03 m. Masa silnika 1 800 kg. Paliwo to nafta: T-1, TS-1, RT. Olej IPM-10 lub syntetyczny WNII-50. Jednostkowe zużycie paliwa 0,9 – 1,2 kg/daN/h, z dopalaniem 1,5 – 2,0 kg/daN/h. Resurs silnika wynosi 900 – 1 500 godzin, w zależności od serii produkcyjnej. Okres między-remontowy 350 – 450 godzin.

Silnik A. Lulka AL-21 został użyty do napędu samolotów Su-17, Su-20, Su-22. Samoloty Su-22 w zależności od życzenia zamawiającego wyposażono w silnik AL-21 lub R-29. Wszystkie Polskie samoloty Su-22 wyposażono w silniki AL-21, te same które napędzały samoloty Su-20. Silniki te są remontowane w Polsce we Warszawie.

Warto w tym miejscu zaznaczyć, że na Zachodzie już dawno rozwijano konstrukcje dwu-przepływowe i dwu-wałowe. W CCCP nadal trwano przy prostych silnikach. Wychodzono z założenia, że nie występuje deficyt paliwa, co było prawdą i liczy się tylko wysoki ciąg silnika. Z drugiej strony, proste konstrukcje silników były łatwiejsze w produkcji i eksploatacji, co nie było bez znaczenia. Jednak efektem takiego rozumowania był mały zasięg statków powietrznych, co wpływało na duże ograniczenie w wykonywaniu zadań. Wiele załóg koncentrowało się podczas lotu na ilości pozostałego w zbiornikach paliwa, a nie na dobrym wykonaniu powierzonego zadania.

Silnik Al-21. Widoczny układ regulacji łopatek stojana. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Al-21. Widoczny układ regulacji łopatek stojana. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik Al-21 F-3. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik General Electric J79

Co ma wspólnego silnik AL-21 z silnikiem J79 ?

Bardzo dużo. W czasie długiej wojny w Wietnamie, komuniści wietnamscy zdobyli kilka wraków silników J79. Silniki te przetransportowano do CCCP i tutaj je przebadano. Kilka rozwiązań zainteresowało sowieckich konstruktorów i postanowili oni je wykorzystać w swoich silnikach. Jednym z rozwiązań było zastosowanie ruchomych kierownic aerodynamiczne stojanu sprężarki, które wykorzystano w silniku AL-21.

Ruchome kierownice aerodynamiczne stojanu sprężarki było jedną z dróg dla poprawy pracy silnika turboodrzutowego. Firma General Electric prawie przez rok rozważała, jaką koncepcję wybrać. W 1952 roku zdecydowano się na układ ruchomych kierownic. Poza tym, w tym układzie łatwiej było opracować układy olejenia i systemy uszczelnień, co nie było już tak proste w układzie dwu-wałowym. Konkurent, firma Pratt and Whitney wybrała układ dwu-wałowy (J57). Układ z ruchomymi kierownicami zastosowano w silniku firmy General Electric J79. Fabryczne oznaczenie silnika X-24A. Sprężarka tego silnika ma aż 17-stopni. Pierwsze kilka stopni kierownic w sprężarce są regulowane. Ich zmienne położenie reguluje prędkość przepływu powietrza i kierunek jego zawirowań, poprawiając rozkład ciśnienia i uniemożliwiając dostarczenie zbyt dużej ilości powietrza na kolejne stopnie. Silnik jest jedno-wałowy, a mimo to ma podobne parametry sprężania jak współczesne mu pierwsze silniki dwu-wałowe i to przy wyraźnie mniejszej masie konstrukcji. Pierwsze testy były tak dobre, że inżynierowie podejrzewali błędy w pracy aparatury pomiarowej. Pierwsze testy w powietrzu przeprowadzono w dniu 20 maja 1955 roku na samolocie bombowym B-45 C. Silnik był wysuwany z komory bombowej. Po jego uruchomieniu standardowe silniki samolotu wyłączono i samolot leciał tylko na jednym silniku.

Silnik doskonale nadał się do samolotów o dużych prędkościach lotu: F-104, B-58, F11F, F-4, A-5 i inne. Wersja komercyjna oznaczona CJ805 napędzała samolot pasażerski Convair CV-880 oraz Convair CV-990. Silnik CJ805 nie ma dopalacza, za to został wyposażony w odwracacz ciągu i tłumik hałasu. Licencje na silnik J79 sprzedano kilku firmom na świecie (Belgia, Kanada, Izrael, Włochy, Japonia). W 1959 roku silnik J79 jako General Electric LM 1500 stał się bazą do napędu okrętów i jako stacjonarny do zastosowań przemysłowych. Przez ponad 30 lat zbudowano ponad 17 000 silników J79.

Budowa silnika J79; 17-stopni sprężarki, pierścieniowa komora spalania, 3-stopniowa turbina. Długość 5,30 m (17,4 ft), średnica 0,98 m (3,2 ft), masa 1 750 kg. Łopatki sprężarki wykonano ze stali nierdzewnej. Osadzono je w dyskach. Pierwsze siedem dysków wykonano z tytanu. Przekładane są dyskami stalowymi wykonanymi ze stali nierdzewnej. Kompresja sprężarki wynosi 13,5:1. Przez silnik przepływa powietrze w ilości 77 kg/s. Temperatura przed turbiną wynosi 930 stopni C. Zużycie paliwa 87 kg/kNh bez dopalania i 200 kg/kNh z dopalaniem. Współczynnik ciągu do ciężaru wynosi 45,4 N/kg. Ciąg 52,96 kN bez dopalania, ciąg 79,33 kN z dopalaniem. Początkowo silniki J79 bardzo dymiły, zwłaszcza na średnich obrotach. Później dymienie to udało się ograniczyć.

Silnik General Electric J79-GE-11A. 2011 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik General Electric J79-GE-11A. 2011 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik General Electric J79-GE-11A. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik General Electric J79-GE-11A. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik General Electric J79-GE-11A. Widoczny układ dźwigni przestawiający łopatki stojana. 2011 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik General Electric J79-GE-11A. Widoczny układ dźwigni przestawiający łopatki stojana. 2011 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

Silnik General Electric J79-GE-11A. Dysza wylotowa. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman
Silnik General Electric J79-GE-11A. Dysza wylotowa. 2017 rok. Zdjęcie Karol Placha Hetman

W UK, firma Rolls-Royce początkowo wybrała rozwiązanie z ruchomymi kierownicami między stopniami sprężarki. Nie udało się jednak w silniku Rolls Royce Avon osiągnąć takich wyników jakie osiągnęła firma General Electric z silnikiem J79. Podjęto więc decyzję o zastosowaniu tylko ruchomych kierownic przed pierwszym stopniem sprężarki. Pozostałe kierownice zastąpiono upustem powietrza w połowie długości sprężarki. Silnik Rolls-Royce Avon użyto w nowszych modelach samolotów komercyjnych Comet oraz we francuskim Caravell.

Opracował Karol Placha Hetman