AL-21F

Ljulka, SSSR

	Su-22M4
	Su-24
	MiG-23B
	T-10
	Jak-33

Historie motoru

V průběhu 60. a začátkem 70. let 20. století zaváděly světové mocnosti do výzbroje bojové proudové letouny tzv. třetí generace. Oproti předchozí generaci byl kladen důraz na zlepšení letových vlastností (zvětšení letové obálky, ne nutně jen rychlosti), letouny dostaly pokročilejší zbraně a schopnější avioniku, zlepšila se možnost vést boj s pozemními cíli, experimentovalo se s krátkým či vertikálním vzletem a přistáním a podobně. Ze západních strojů do této kategorie spadá například F-4, Mirage F1 a Viggen. Bojové proudové letouny třetí generace v některých případech slouží dodnes, tedy přes 50 let od svého zavedení do výzbroje. V Sovětském svazu se pracemi na nových letounech krom jiných zabývaly tradičně také kanceláře Suchoj a Mikojan-Gurevič. Pro nové letouny vznikaly také nové motory. Jedním z nich byl právě AL-21F, proudový motor třetí generace.

K uvedení kontextu, ve kterém nový motor vznikal, lze začít u navrhovaného přepadového jednomotorového stíhače T-37 od OKB Suchoj z přelomu 50. a 60. let. Nařízení z 5.2.1960 umožnilo dále vyvíjet jen letouny odvozené ze sériových, což jednak vedlo k ukončení vývoje T-37 a také k zahájení vývoje jednomotorového prototypu T-58, ten byl odvozen od Su-11 a poháněn motorem AL-7F-2. Na konci roku 1960 začal vývoj dvoumotorové varianty T-58D, u které se očekávalo použití motorů R-21F-300, avšak ty nebyly hotovy a použity byly nakonec R-11F2-30. V roce 1961 byl zastaven vývoj jednomotorové varianty ve prospěch T-58D. Oficiálně byl další vývoj T-58D posvěcen 2.2.1962. Dne 30.5.1962 letoun T-58D poprvé vzlétl. Dne 30.4.1965 byl pod služebním označením Su-15 oficiálně přijat do výzbroje.

V roce 1961 začal Suchoj projektovat letoun S-6 pro útoky na pozemní cíle, vybaven motory R-21F-300, letoun byl odvozen od připravovaného T-58D. Zhotovená maketa byla na podzim roku 1963 přezkoumána komisí VVS¹⁾. Letoun však nesplňoval nové požadavky na stroj této kategorie – těmi požadavky byla možnost operovat z krátkých nezpevněných ploch. Suchoj přišel s projektem T-58M (později přeznačen T-6) se čtyřmi zdvihovými motory RD-36-35 a dvěma novými motory, později známými jako AL-21F-1.

6.5.1965 byl Suchoj pověřen stavbou experimentálního STOL²⁾ letounu T-58VD, který měl prověřit koncepci zdvihových motorů. Projekt byl hotov v polovině roku 1965, stavba letounu v prosinci téhož roku. První prototyp T-58D (označen T58D-1) byl konvertován do experimentální varianty T-58VD se třemi zdvihovými motory RD-36-35 a dvěma hlavními R-11F2S-300. První vzlet proběhl 6.7.1966. Zkušební program byl ukončen v roce 1967.

Oficiální zahájení vývoje motoru

Usnesením Ústředního Výboru KSSS a Rady Ministrů SSSR z 21.8.1965 byl spuštěn vývoj nového letounu T-58M (brzy přeznačen na T-6, později znám jako Su-24). Mělo jít o úderný letoun, schopný nadzvukovým letem v malé výšce překonávat protivníkovu protivzdušnou obranu, letoun měl mít také možnost zkráceného vzletu a vzletu z neupravených ploch. Letoun měl dva hlavní motory a čtyři pomocné zdvihové motory a dvoučlennou posádku se sedadly vedle sebe.

Výše uvedené usnesení bylo doprovázeno příkazem Rady Ministrů SSSR o zahájení vývoje motoru AL-21F³⁾. Pro řešení nového motoru bylo vybráno jednoproudové, jednohřídelové schéma s přídavným spalováním. Tah s přídavným spalováním měl být 8900 kp, motor měl mít vysoký čelní a specifický tah, nízkou spotřebu při cestovním režimu (do 1,13 kg.kp^-1.h^-1 při letu v malé výšce) i při přídavném spalování (do 1,8 kg.kp^-1.h^-1), životnost nejméně 500 hodin, , požadavkem byla také možnost letět nejméně 5 minut nadzvukově v nízké výšce a 20 - 25 minut ve velké výšce. Důležitým požadavkem byla stabilita práce při vzletu a přistání, kdy společně pracují hlavní i pomocné motory.

Konstrukční schéma nově vyvíjeného motoru Izdělije 85 (AL-21F-1) se stávalo z 13-stup. kompresoru se sedmi stupni natáčecích statorových lopatek, prstencové-trubkové spalovací komory, třístupňové turbíny, komory přídavného spalování a konvergentní-divergentní výstupní trysky. I když by se to nabízelo, motor nevycházel z předchozího AL-7F, jde o zcela novou konstrukci. Motor starší generace měl například první stupeň kompresoru nadzvukový, čímž dosahoval vysokého stlačení na malém počtu stupňů. Nový motor má o polovinu více stupňů kompresoru, nárůst hmotnosti však kompenzuje konstrukčními a materiálovými změnami. Ve větší míře je použit titan, různé konstrukční úpravy výrazně snížily hmotnost kompresoru, stejně tak statorové i rotorové lopatky turbíny jsou řešeny s cílem redukovat hmotnost. Bylo provedeno sjednocení pohonu agregátů motoru a letounu (za použití jediného reduktoru). Bylo upraveno rozmístění agregátů motoru s cílem snížit množství a délku vedení na povrchu motoru. Přísné hmotnostní požadavky byly také kladeny na samotné agregáty, zejména na řídící systém. Motor byl spouštěn vzduchovo-prachovým startérem (VPS), vyvinutým v OKB-43 hlavním konstrukérem J.I.Dmitrijvem ⁴⁾. Tento startér byl však brzy nahrazen za flexibilnější turbokompresorový startér – viz níže.

V období zahajování práce na novém motoru probíhala válka ve Vietnamu. Sovětský svaz krom spousty jiné techniky získal i trofejní motor J79 v dobrém stavu. Motor byl dopraven do Moskvy do Ljulkovy OKB k technologické inspekci a k případnému zkopírování. Ljulka to okomentoval kategoricky: "Tímto jsme si už prošli. Na konci války nám přikázali zkopírovat trofejní Jumo 004. Náš vlastní první proudový motor byl ale lepší, než německý. U motoru Jumo byl tah menší, specifická hmotnost a specifická spotřeba paliva byla vyšší. Myslím, že i náš motor 3. generace bude lepší.". Přesto byl americký motor rozmontován a zdokumentován. Technologicky se ukázal na výši. Zájem vyvolaly některé konkrétní agregáty a jejich uspořádání na motoru. Technologické zpracování bylo na vysoké úrovni, což bylo dáno lepšími výrobními postupy Američanů. Poznatky ze zkoumání motoru J79 byly využity při návrhu AL-21F, zdroje však přesně neuvádí, v jakém stádiu vývoje k tomu došlo, pravděpodobně však brzy po zahájení prací. Zdroje také neuvádí, do jaké míry byl americký motor kopírován – rozměrově, konstrukčním uspořádáním a provozními charakteristikami jsou si motory blízké, na obhajobu jeho tvůrců je ale nutné připomenout, že úroveň tehdejších teoretických znalostí, tehdejší výrobní procesy, materiály a technologie ve spojení s požadovanými parametry na motor možná ani nemohly vyústit v konstrukci odlišující se od J79.

Testování motoru

Projekční práce a tvorba výkresové dokumentace byly dokončeny v prvním kvartálu roku 1966. S předstihem už probíhala přípravy výrobní linky prototypů. První motor (označen 85-01) byl sestaven v září 1966. Stendové zkoušky motoru začaly v NIC CIAM ⁵⁾ 17.9.1966.

Údaje, zaznamenané při prvních zkouškách, ukázaly lepší charakteristiky, než byly ty výpočtové. O 7-9 % bylo vyšší průtokové množství vzduchu oproti výpočtovému, tato rezerva usnadnila proces dokončování turbíny, forsážní komory a řídícího systému a otevřela dveře k dalšímu zlepšování parametrů motoru na bezforsážních režimech. Tah prvních motorů byl s přídavným spalováním 8900 kp. V roce 1967 Ljulkova kancelář upustila od použití vzduchovo-prachového startéru (VPS) a přešlo na turbokompresorový startér TS-21 - modifikovaný sériový TS-20, vytvořen v OKB už v letech 1953-1955. Tato záměna měla příčinu ve značně omezených možnostech VPS (nedostatečná autonomie). Použití TS-21 také umožnilo současné spouštění dvou motorů za všech podmínek. A navíc zde byl několikanásobný rozdíl v ceně každého spuštění, ve prospěch TS-21.

Mezi tím běžel vývoj letounu T-6. Prototypový letoun T6-1 byl dokončen v květnu 1967, zalétnut byl 2.7.1967. Poháněn byl ještě dvěma motory R-27F2-300, zdvihové motory byly prozatím nahrazeny jen závažím odpovídající hmotnosti. V říjnu 1967 byly hnací motory zaměněny za AL-21F-1 a byly nainstalovány zdvihové motory. Nakonec však bylo vyhodnoceno, že zdvihové motory jsou jen přítěží a bylo od tohoto konceptu upuštěno. 7.8.1968 byla OKB Suchoj pověřena úkolem prozkoumat možnosti použití změnitelné geometrie křídla na T-6. Takto nově konfigurovaný prototyp T6-2I vzlétl 17.1.1970 a byl už z vnějšího pohledu velmi blízký pozdějším sériovým Su-24.

Vývoj motorů AL-21F neprobíhal zrovna podle plánu. U prototypových motorů se očekávalo dosažení stohodinové životnosti v roce 1968, ve skutečnosti se však tomu stalo až v červnu 1970. Hlavním důvodem bylo pozdní zapojení výrobních závodů do procesu vývoje, ty byly vytíženy výrobou jiných typů motorů. "Omský motorářský závod pojmenovaný podle P. I. Baranova" (OMZ) byl do procesu zapojen až dva roky po začátku prací na motoru. Navíc závod nebyl připraven na výrobu tohoto typu a celý výrobní proces zvládl až tři roky po dodání výkresů. První motor závod dokončil v listopadu roku 1970.

Celkem Saturn v kooperaci s Granit⁶⁾ a se závodem Baranova sestrojil před rozjetím sériové výroby 27 motorů. Sestavování motorů se protahovalo kvůli úpravám, které musel Saturn na motoru AL-21F provádět. Provedení dlouhodobých, speciálních a experimentálních zkoušek pro vyloučení defektů se odkládalo kvůli vytížení stendů akceptačními a kontrolními testy AL-21F a také kvůli tomu, že zkušební stendy OMZ Baranova nebyly hotovy. Na dokončení finální verze motoru se tak muselo ještě dva roky počkat.

Vývoj verze AL-21F-3

Už ve stádiu letových zkoušek prototypů T-6 se ukázala nutnost zvýšit výkon motoru.

Suchojova kancelář a VVS vznesli v polovině roku 1969 oficiální požadavek na zvýšení tahu AL-21F pro budoucí frontový bombardér Su-24 při zachování rozměrů motoru. Pokud by motor dosáhl tahu 11000 - 11500 kp, dostačoval by navíc i pro vyvíjený letoun MiG-23. Toho času finišovalo projektování a výroba prvních exemplářů AL-21F-2 (Izdělije 87), Saturn se však zaměřil na vývoj nové verze AL-21F-3 (Izdělije 89). Práce na F-2 byly přerušeny, i když některé uzly vyvinuté pro tento motor byly použity na F-3.

Při tvorbě AL-21F-3 konstruktéři sáhli na všechny uzly motoru a provedli na nich menší či větší úpravy. Hlavní změnou oproti základní variantě AL-21F však bylo přidání nultého stupně kompresoru, což jednak zvýšilo průtokové množství vzduchu z 88,5 na 104,5 kg.s^-1 a za druhé zvýšilo celkové stlačení vzduchu kompresorem (z 12,7 na 14,6). Nově byly také chlazeny pracovní lopatky prvního stupně turbíny, což umožnilo zvýšit teplotu plynů před turbínou o zhruba 130°C. Udává se hodnota 1370K, později se díky dalších technologickým vylepšením zvýšila na 1385K. ⁷⁾

První experimentální kus AL-21F-3 byl hotov v lednu 1970. Ministerstvo leteckého průmyslu SSSR (MAP) příkazem z 27.1.1970 oficiálně nařídilo provést dokončovací práce na motoru. V únoru byly provedeny stendové zkoušky, při kterých se potvrdlo zvýšení parametrů motoru. Pro další ladění na stendech a za letu bylo vzato 20 motorů. K testování upravených motorů byl později vyhrazen letoun T6-3I.

Motorům se v různých fázích testování nevyhýbaly četné poruchy – poškozené spalovací komory, zničené turbínové lopatky apod. Velkým problémem byl destruktivní titanový požár vznikající, když došlo ke kontaktu titanových lopatek se skříní kompresoru.

20.8.1970 vzlétl s motorem AL-21F-3 pokusný MiG-23 (Izdělije 23-41/1). Už první let zkušebního letce Petra Ostapenka potvrdil významné zlepšení letových vlastností oproti dřívějším motorům řady R-27. Značně se snížil čas rozhonu letounu - z 600 na 1100 km.h^-1 za 21 - 23 sekund. Spotřeba paliva se snížila o 20%. Při testech byla potvrzena vysoká zásoba stability práce motoru, což rozšířilo podmínky, za kterých bylo možné letouny provozovat (manévrovací schopnosti).

Na základě uspokojivých výsledků pozemních a letových testů AL-21F-3 Vojensko-průmyslová komise SSSR příkazem ze září 1970 a příkaz MAP z 28.9.1970 poručili závodu Saturn motor o tahu 11000 - 11500 kp dokončit a ve čtvrtém kvartálu 1971 jej předat ke 100-hodinové zkoušce.

Dne 18.2.1971 vzlétl, poháněn motorem AL-21F-3, první ze tří prototypů bitevního letounu MiG-23B. 28.12.1971 se do letových zkoušek přidal další letoun, a sice S-32M-1, prototyp budoucího Su-17M (viz samostatný odstavec). Zkušební lety tří různých typů letounů s ještě ne zcela dokončenými motory probíhaly paralelně. Použití na různých letounech si vyžádalo nějaké práce na unifikaci motoru, pro tento účel bylo vyčleněno několik testovacích motorů a dále to prodloužilo cestu k plnému dokončení. Letouny MiG-23 úspěšně prošly testy VVS a mohla se spustit sériová výroba, ta ale neměla dlouhého trvání. Nové Ljulkovy motory byly priritně určeny pro Su-24 a Su-17. Nedostatečné výrobní kapacity motorářských závodů, způsobené jednak nebývalou složitostí motoru a také potřebou dodávat motory hned pro několik typů letadel najednou, vedly k ukončení výroby MiG-23B už v roce 1973 po sestrojení 24 sériových kusů.

Nejrozšířenějším typem s motory AL-21F-3 byly letouny Su-17 verze M a výše. Historie letounu Su-17 začíná v roce 1963, kdy Suchoj zahájil projekční práce na letounu se změnitelnou šípovitostí křídla. Od léta roku 1965 pak probíhala konverze jednoho sériového Su-7BM na prototyp S-22I. Ten vzlétl 2.8.1966, s motorem AL-7F-1-250. Letoun byl dále upravován, tovární označení se změnilo na S-32. Dne 14.9.1967 rozhodlo MAP o zahájení sériové výroby, přidělené služební označení bylo Su-17. V letech 1969-1973 bylo vyrobeno 209 těchto letounů a 16 letounů Su-17K. Díky postupnému vylepšování letounu rostla jeho hmotnost a zhoršovaly se letové vlastnosti. Napravit tuto situaci mohl výkonnější motor a tak v roce 1970 vydalo MAP příkaz k použítí AL-21F (Izdělije 85) na Su-17. Prototyp S-32M-1 vzlétl s novým motorem 28.12.1971, modifikace dostala označení Su-17M. Menší velikost a hmotnost motoru oproti dřívějšímu AL-7F-1-250 umožnila nést více paliva. Nový motor byl také výkonnější (u verze AL-21F-3 to bylo 11215 kp místo 9600 kp u AL-7F-1-250), měl lepší akceleraci a nižší spotřebu. Sériová výroba Su-17M začala v 1972. Za operačně způsobilý byl stroj označen 11.11.1974. Začátek služby Su-17M byl doprovázen poruchovostí motorů AL-21F-3 (zejména titanový požár), následkem čehož mnoho letounů během prvních let provozu havarovalo. Více o různých verzích Su-17M a jejich motorizaci níže.

Zde je vhodné uvést, že motory pro jednotlivé letouny se lišily v rozmístění některých agregátů na povrchu motoru. Motor AL-21F-3 tak existoval v několika variantách – "B" pro stíhací bombardér MiG-23B, "S" pro stíhací bombardér Su-17M/M2/UM/UM3/M3/M3R/M3P/M4/M4R, Su-20, Su-20R, Su-22 (menší množství pro Afghanistán), Su-22M4/M4R/UM3K a "T" pro frontový bombardér Su-24M/MR/MP/MK/MK2/MR2.

Problémy při dokončovacích pracech

Při dokončování motoru, ještě před plným rozjetím sériové výroby, se objevovaly problémy, které bylo nutné dořešit. Týkaly se například olejového systému, který se choval "náladově". Občas byl v systému nízký tlak, občas vysoký, občas byla vysoká spotřeba oleje, nebo příliš vysoká teplota oleje. Vývoj automatického řídícího systému byl také bolestivý. Návrh systému nastavitelných lopatek se od základu změnil třikrát - od autonomního systému po uzel, jež je součástí čerpadla-regulátoru. Další úsilí bylo věnováno systému úpravy natočení lopatek kompresoru a průřezu trysky v reakci na použítí zbraní. Mnoho času se dále strávilo nad návrhem táhel zpětné vazby hydraulických válců do regulátoru. Jejich byť jen mírná dilatace totiž vedla k oscilaci hydrauliky.

Další bod ze seznamu komplikací byl výskyt pumpáže. Při jednom z prvních letů na Su-24 piloti ve výšce 9 km zaznamenali několik pumpáží levého i pravého motoru. Předchozí lety a stendové zkoušky na tyto problémy neukázaly. Tento jev byl připisován nerovnoměrnému proudění vzduchu ve vstupním ústrojí a přívodním kanálu na letounu Su-24 a byla navržena změna chování přední skupiny natáčivých kompresorových statorových lopatek tak, aby se snížil průtok vzduchu motorem v problematických podmínkách. Motory tedy byly demontovány z letounu, "mechanik-virtuoz" J. Kosyrjev provedl nutné úpravy, nevyžadující rozmontování motoru, motory byly nainstalovány zpět do letounu a druhý den zalétnuty. Změny redukovaly zmíněný problém a tak se stalo, že maximální průtokové množství motorů na Su-24 je 102 kg.s^-1 na místo 104 kg.s^-1 u Su-17 a MiG-23B.

Problémy s pumpáží se nevyhnul ani jeden z prvnch letů MiG-23 s novým motorem. Motor byl zastaven, restartován a při přechodu z volnoběhu na vyšší řežim opět došlo k pumpáži. Testovací pilot Peter Ostapenko dokázal s letounem přistát, vyhodnocení ukázalo na nastavení lopatek kompresoru do nenávrhové polohy. Regulátor nastavení lopatek byl demontován a odzkoušen na zemi, kde se však závada neprojevila. Tato nepříjemná, nepravidelně se vyskytující chyba se později opět objevila. Tentokrát byla příčina odhalena – neodstraněné nečistoty z obrábění dílů zasekly regulátor. Tedy lidský faktor. Byla přijata opatření, aby se situace neopakovala. Se zaseklými natáčecími lopatkami statoru byl ale problém také u prvního testu AL-21F na prvním sériovém Su-24. Opět zde byl lidský faktor - nebyl dodržen technologický postup výroby.

V průběhu dokončovacích prací bylo také nutné zlepšit provozní charakteristiky motoru - zvýšit spolehlivost, zkrátit odezvu otáček na pohyb POM⁸⁾ a snížit spotřebu paliva. Toto vedlo k dalším požadavkům na řídící systém, použití nových senzorů teploty vzduchu na vstupu, nová palivová čerpadla pro tlak 210 - 250 kg.cm^-2 (řízení trysky), nová palivová čerpadla pro přídavné spalování s otáčkami 25000 min^-1, atd.

Motor dokončen

Práce na motoru 3. generace byly úspěšně završeny v roce 1972. V tomto roce se také rozběhla velko sériová výroba finální verze. Výroba probíhala v moskevském závodě Saljut a v Omském motorářském závodě P.I.Baranova.

V procesu výroby motoru AL-21F-3 bylo do výrobní dokumentace vneseno 21790 změn. Celkový počet dílů motoru byl 4808. Zajímavostí je, že motory vyrobené v Omsku byly spolehlivější, než motory ze závodu Saljut. Garantovaný (meziopravový) resurs prvních moskevských motorů AL-21F-3 byl v roce 1971 nejprve stanoven na 500 hodin. Ten byl po té snížen až na 100 hodin a navyšoval se až postupně. Začátkem 80. let byl garantovaný resurs AL-21F-3 (1. a 2. série) 250 hodin a životnost 650 hodin (hodnoty pro R-29B-300 byly 500 a 1200 hodin). V roce 1984 byl už garantovaný resurs 400 hodin až 600 hodin při podrobnějších kontrolách stavu, životnost motorů 3. a 4. série byla 1600 hodin ⁹⁾. Současně se zvýšením životnosti rostla údajně i hmotnost motoru, z původních 1720 kg na 1800 kg u 3. série. Materiál "Technický popis motoru 89" s roku 1983 však pro AL-21F-3 série 4 stále udává hmotnost 1720 kg.

AL-21F-3 "nulté" série měl tah 7650/10920 kp ¹⁰⁾. U motorů 1. a 2. série to bylo 7800/11200 kp. U série 3. a 4. došlo k mírnému zvýšení forsážního tahu na 11250 kp. Motor měl příznivou spotřebu 1,86 kg.kp-1.h-1 s přídavným spalovním, na ekonomickém cestovním režimu s tahem 3300 až 4500 kp to bylo 0,76 kg.kp-1.h-1.

Cena za vysoké charakteristiky motoru byla díky komplexnosti konstrukce a drahým materiálům také vysoká. V roce 1972 stálo sestrojit jeden AL-21F-3 v závodě Sajlut 45 000 hodin (AL-7F-2 potřeboval jen 10 750 hodin a u R-15B-300 to bylo 19 400 hodin). V cenách roku 1976 stál motor AL-21F-3 600 tis. rublů, zatímco AL-7F-1 180 tis. rublů a R-15B-300 stál 360 tis. rublů. ¹¹⁾.

V roce 1973 byly v NIC CIAM dokončeny práce na novém zkušebním stendu, schopném simulovat let ve větší letové obálce. V průběhu testování bylo nalezeno a opraveno několik defektů (např. kolize rotoru a statoru 3. stupně turbíny), byly také provedeny menší konstrukční optimalizace (stabilizátory plamene přídavného spalování). Změny byly rychle implementovány do sériové výroby.

AL-21F-3 a letoun T-6 prošel státními zkouškami v roce 1974. Dne 4.2.1975 byl T-6 oficiálně přijat do výzbroje pod služebním označením Su-24. Sériová výroba byla spuštěna už v roce 1971, jelikož sovětské letectvo dané stroje potřebovalo. První sériový Su-24 vzlétl 31.12.1971, poháněn byl motory AL-21F-1. Až od 4. kusu 4. série (pravděpodobně celkově 29. sériový kus) byly instalovány motory AL-21F-3. Výroba všech verzí Su-24 byla následující:

1971-1983 cca 500 Su-24
1979-1993 cca 400 Su-24M
1979-1993 cca 200 Su-24MR
1988-1992 cca 100 Su-24MK
1983 10 Su-24MP
Další varianty MK2/MR2 vznikaly konverzí stávajících letounů.

Nelze nezmínit, že testovací program letounu T-6 provázely problémy a nehody. Několik z nich bylo způsobeno nevyzrálostí pohonné jednotky AL-21F-3. ¹²⁾

Vývoz motorů AL-21F-3 do zahraničí byl příkazem MAP zakázán. Oficiální důvod měla být ochrana technologií, skutečný důvod však bylo spíše zajištění dostatku těchto motorů pro vlastní potřebu Sovětského svazu. Zahraniční zákazníky to však nemuselo příliš trápit, protože motory AL-21F-3 měly být v těchto případech nahrazeny typem R-29, který byl již používán na exportních variantách MiG-23. Rozhodnutí o zákazu exportu motoru vedlo k vývoji některých exportních modifikací Su-17M s motory R-29. Více informací ve výčtu verzí Su-17. Zákaz však ale také znemožnil vývoz Su-24 ¹³⁾

Motor po roce 1975

V roce 1976 přišla vylepšená varianta AL-21F-3A (Izdělije 89A). Zdroje neuváději, zda a jak se tato varianta odlišovala od předchozích - například rozložením agregátů. Některé zdroje dávají do souvislosti AL-21F-3A a motory AL-21F-3 série 3 a 4. Tyto pozdější série byly ale patrně ve výrobě až od začátku 80. let. Životnost variantz A je udávána 1600 hodin.

20.5.1977 vzlétl ke svému prvnímu letu s motory AL-21F-3AI (Izdělije 89AI) prototyp T10-1, budoucí Su-27. Dalšími prototypy T-10 se stejnými motory byly -2, -5, -6, -9, -10 a -11, kde šestý prototyp T10-6 zcela shořel po závadě jednoto z motoru ještě, než se dostal do vzduchu. Některé z uvedených prototypů byly v provozu až do roku 1984.

V roce 1983 byla zrušena exportní omezení AL-21F-3. V následujícím roce začala výroba dvoumístných Su-22 s tímto motorem. Letouny se prakticky neliší od Su-17UM3 a označeny jsou Su-22UM3K.

Prvního bojového nasazení se motory AL-21F-3 dočkaly při konfliktu v Afghánistánu. Letouny Su-24 a Su-24M zde operovaly od ledna 1984. Během několik let trvajícího konfliktu nebyl žádný z těchto letounů ztracen, motory se ukázaly jako spolehlivé.

Provoz u letectva ČSSR, ČSFR, ČR a SR

Mezi březnem 1984 a lednem 1990 bylo československému letectvu dodáno celkem 49 jednomístných Su-22M4 a 8 dvoumístných Su-22UM3K. Při rozdělování federace v roce 1993 připadlo Slovensku 18 jednomístných a 3 dvoumístné stroje. Během provozu u našeho letectva došlo ke třem haváriím jednomístné varianty letounu - 18.3.1993, 1.11.1996 a 16.6.2000. V roce 2002 byly české Su-22 vyřazeny z provozu, přelétnuty do Přerova, uskladněny a později rozprodány.

Níže uvádím zkušenosti techniků a pilotů s těmito motory.

Považuji regulaci tohoto motoru za vrchol, jak ji lze řešit analogově. Čerpadlo-regulátor má prostorovou vačku, která určovala výsledný tlak paliva k tryskám, protože není možné řešit všechny vstupy a požadavky ve dvou rozměrech.

Z pilotního hlediska mohu potvrdit, že akcelerace byla rychlá. Říkali jsme, že otáčky "jdou za rukou" - stoupaly jak jsme plynule pohybovali s POM, takřka bez zpoždění.

Při přistávání ve dvojici si vedený pilot po vysunutí podvozku vysouval i brzdící štíty, aby rychlost "podpořil" otáčkami. Hrozilo totiž, že by si jinak mohl, při udržování formace na přistání, stáhnout otáčky pod hodnotu ~ 75%, kdy došlo k otevření výstupní trysky a přestavení statorových lopatek, čímž rapidně poklesl tah a tím i rychlost.

Další perličkou je informace, že motor byl údajně schopen fungovat i na naftu i když za cenu nižšího tahu.

Zásoba kyslíku zajišťovala 7x spouštění za letu a 7x zapálení forsáže.

Pilot Su-22 od roku 1993 až do vyřazení

Faktem je, že samotná DVACETDVOJKA byla dosti složitá a náročná na provoz a ošetřování, motory se generálkovaly v SSSR, náš LOM na to neměl podmínky ani zakoupenou opravářskou technologii. Problémy jsme řešily v úzké a velmi dobré spolupráci se sovětskou servisní službou. Po různých reorganizacích našeho voj. letectva, většinou nešťastných, byla NÁMĚŠŤ jediným provozovatelem tohoto typu u nás. Koncem provozu DVACETDVOJEK a DEVĚTADVACÍTEK jsme vypadli ze skupiny voj. letectev, které něco znamená, tak jsme dneska chápáni ostatními.

Ing. Jiří Kabát, hlavní inženýr

Velký rozdíl oproti MiG-21 bylo to, že po spuštění motoru se hned dával režim 85% na 10 sekund, potom se dal režim volnoběh. Je to oproti jiným typům nezvyklé.
Co se týká obsluhy motoru pilotem, byly to velmi dobré motory. Co se týká omezení, nemuselo se hledět na nějaké zvláštnosti. Sučko 22 byl dravec.

Ing. Marián Danihelik, pilot

Motor po roce 2020

Motory AL-21F-3 byly v době dokončování článku, začátkem roku 2020, ve službě u letectva Ruska, Ukrajiny, Sýrie, Alžírska, Angoly, Vietnamu, Jemenu, Súdánu, Íránu a Polska. Letounů Su-22M4/UM3K oficiálně slouží necelých 150 kusů, počet skutečně letuschopných bude pravděpodobně nižší. Dvoumotorových letounů Su-24 různých modifikací pak je oficiálně do výzbroje zařazeno kolem 400 kusů, v případě Ukrajiny však přibližně 100 kusů není momentálně aktivně provozováno. Na rok 2020 je u Ruského letectva plánováno plné nahrazení Su-24 moderními Su-34. Stejně tak Polsko pravděpodobně do roku 2025 vyřadí své Su-22. Letectvo Ukrajiny naopak v roce 2019 spustilo program modernizace avioniky svých Su-24M/MR.

Jediným podnikem, který zajišťuje větší opravy motorů AL-21F-3 je závod č. 712 v Čeljabinsku (712. ARZ). Jde o střední opravy, generální opravy, konverzi motoru ze sestavy "S" na sestavu "T", průběžné opravy motorů vykazujících zvýšené vibrace a opravy jednotlivých komponent a agregátů apod. Tento podnik dále na základě motorů AL-21F-3 vyrábí plynové generátory GTD-20S a kompresorové jednotky GTKU pro čištění a diagnostiku potrubních vedení. [ar]

Zajímavost na konec ...

Na konec uvedu jeden neobvyklý test, kterého se motory AL-21F-3 účastnily. V korytu řeky Šagan byl v roce 1978 proveden test, zkoumající vliv jaderného výbuchu na tři Su-20, kde jeden měl spuštěn motor. 900 metrů od výbuchu. Nešlo ovšem přímo o jadernou explozi, ale o explozi velkého množství konvenční trhaviny. Tlaková vlna měla v místě letounů přetlak 0,35 kg.cm^-2 (0,34 atm) ¹⁴⁾. Letouny test zvládly, spuštěný motor pracoval dále, ani nezaznamenal pumpáž (motory byl vybaven protipumpážním systémem, který v běžném provozu při výstřelu rakety nebo palbě z palubních kanónů změní nastavení rozváděcích lopatek kompresoru.)

Stručný popis konstrukce AL-21F-3

Kompresor - je čtrnáctistupňový. Rozváděcí lopatky vstupního ústrojí, statorové lopatky prvních čtyř a posledních pěti stupňů mají nastavitelný úhel natočení. Statorové i rotorové lopatky a rotorové disky 0. až 11. stupně jsou titanové. Titanové byly i stupně 12. až 14., ale během sériové výroby byly nahrazeny ocelovými.
Spalovací komora - smíšená (trubková-prstencová) s 12 plamenci, 12 duplexními palivovými tryskami a s 2 zapalovači.
Turbína - třístupňová. První a druhý stupeň statorových lopatek a první stupeň pracovních lopatek jsou chlazeny vzduchem odebíraným za kompresorem.
Komora přídavného spalování - má tři kruhové stabilizátory plamene a celkem šest palivových kolektorů.
Výstupní tryska - konvergentní-divergentní, s plynulou změnou kritického a vnějšího průměru.
Systém řízení - hydromechanický

Podrobnější popis konstrukce motoru, společně s obrázky je níže na této stránce.

Verze

AL-21F-1 (Izdělije 85, AL-21F) - první varianta, ještě s 13-stup. kompresorem a tahem s přídavným spalováním 8900 kp.
AL-21F-2 (Izdělije 87)
AL-21F-3 (Izdělije 89) - masově vyráběná verze motoru s 14-stup. kompresorem a tahem zvýšeným na 7800/11200 kp v pozdějších sériích. Motory jednotlivých sérií se od sebe lišily jak svými agregáty, tak stanovenou životností. Série 3 přinesla více změn a je dle některých zdrojů by mohla být označována AL-21F-3A. Motory se také lišily podle toho, kterému letounu byly určeny. Podle toho měly jinak rozmístěné agregáty na svém povrchu. AL-21F-3(A) se tak dělí na motory "uspořádání S" pro Su-17M a deriváty, "uspořádání T" pro Su-24 a deriváty a "uspořádání B" pro malý počet letounů MiG-23B. Ve zdrojích se pak lze setkat s kombinací těchto označení, např. AL-21F-3S by měl označovat motor AL-21F-3 uspořádání S, blíže neurčené série. Dále například AL-21F-3AT by mohl být pokročilejší variantou AL-21F-3 (3. série nebo vyšší?) v uspořádání T apod.
AL-21F-3AI - varianta motoru AL-21F-3A, určená pro prototyp letounu Su-27
AL-21FTP - projekt turbonáporového motoru. Byl rozpracován jako potenciální pohonná jednotka hypersonického letounu Jak-33, ikdyž u něj se primárně uvažovalo s motory RD-36-51. Očekávaná rychlost letounu měla být 4000-4500 km.h^-1. Tak jak tak, letoun i motor AL-21FTP zůstal jen na papíře. Práce na projektu Jak-33 probíhaly v polovině 60. let 20. století.

Po ukončení provozu u letectva jsou motory AL-21F-3 opraveny, modernizovány a použity v energetickém a plynárenském průmyslu, více v samostatné kapitole.

Srovnání s předchůdcem a dalšími motory své doby

AL-21F-3 má konstrukčně jen málo společného se svým generačním předchůdcem AL-7F, je vhodné si však oba motory srovnat a posoudit, nakolik se během těch zhruba třinácti let, které oba motory dělí, zvýšily jejich parametry. Hlavními parametry tepelného oběhu motoru jsou stlačení za kompresorem a teplota před turbínou. Tyto hodnoty, společně s účinností jednotlivých komponent motoru a někerými dalšími parametry, pak určují specifickou spotřebu paliva, specifický tah a specifickou hmotnost motoru, nebo chceme-li poměr tahu ke hmotnosti. Konkrétně se tedy parametry zlepšily následovně: stlačení za kompresorem o +60%, teplota před turbínou o +177K, specifická spotřeba paliva při maximálním režimu je nižší jen o 1%, s přídavným spalováním pak o 7%, specifický tah vzrostl o 29%, poměr tahu ke hmotnosti se zvýšil o 37%. Dále se například na zřetinu zkrátila doba akcelerace z volnoběhu na maximální režim, stanovaná doba mezi opravami u pozdějších sérií byla přibližně dvojnásobná, zlepšila se stabilita práce kompresoru atd.

Oproti svým současníkům lze motor AL-21F hodnotit ze dvou pohledů. Z parametrického hlediska je to jeden z nejlepších jednoproudových motorů pro nadzvukové bojové letouny. Prakticky ve všech základních parametrech překonává podobné tuzemské i zahraniční typy. Pokud však přihlédneme k časovému zařazení motoru, pak už to pro AL-21F tak pozitivně nevyznívá. Motor byl sice vyvíjen od roku 1965, k letectvu však přišel až v roce 1973 - v době, kdy nově zaváděné americké a britské nadzvukové bojové letouny měly téměř výhradně dvouproudové motory se znatelně vyššími parametry tepelného oběhu a tedy i s výrazně nižší specifickou spotřebou paliva na bezforsážním režimu ¹⁵⁾. Jednoproudové motory třetí generace pro bojové letouny na západě prakticky neexistovaly.

Časová osa několika srovnatelných nadzvukových bojových letounů.

F-4, dva jednoproudové motory J79, zařazen do US Navy koncem roku 1960. Jedna z nejrozšířenějších variant F-4, a sice F-4E s novějšími motory J79-GE-17, vzlétla 30.6.1967. Britové své F-4K Phantom FG.1 provozovali s dvouproudovými motory Spey, letouny byly zařazeny do RAF 1.9.1969.
1967 - do výzbroje zařazen F-111, dva dvouproudové motory TF30
1973 - do výzbroje zařazen Jaguar, dva dvouproudové motory Adour
1973 - do výzbroje zařazen Su-17M, jeden jednoproudový motor AL-21F-3
1973 - do výzbroje zařazen Mirage F1, jeden jednoproudový motor Atar 9K50
1975 - do výzbroje zařazen Su-24, dva jednoproudové motory AL-21F-3

Typ	-	Atar 9K50	J79-GE-17	R-29B	AL-7F1-250	AL-21F-3
Země původu	-	Francie	USA	SSSR	SSSR	SSSR
Délka	mm	5944	5300	4991	6630	5132
Max průměr	mm	1028	990	908⁵⁾	1250	1030
Suchá hmotnost	kg	1590	1740	1765	2010 ²⁾	1720 ⁷⁾
Tah - maximální	kN	49,2	52,81	78,48	66,7	76,5
Tah - s přídavným spalováním	kN	70,2	79,63	112,81	94,1	110,4
SFC - maximální tah	kg.kN^-1.h^-1	97	85,7	95,8	91	89,7
SFC - s přídavným spalováním	kg.kN^-1.h^-1	201	200	184	204	190
Průtokové množství vzduchu	kg.s^-1	71,7	77	105	114	104
Stlačení kompresorem	-	6,15	13,5 ¹⁾	12,5	9,1	14,55
Teplota před turbínou	°C	930	954	1083	930	1107
Poměr tahu ke hmotnosti	-	4,5	4,67	6,52	4,78	6,54
Tah na jednotku plochy⁴⁾	kN.m^-2	84,6	103,4	174,2	76,7	132,5
Stupně kompresoru		9	17	5+6	9	14
Spalovací komora		prstencová	trubková-prstencová	prstencová	prstencová	trubková-prstencová
Stupně turbíny		2	3	1+1	2	3
Začátek vývoje první verze		1957	1952		1952	1965
Test první verze		1957	1954		1954	1966
Dokončení první verze		1967		cca 1970	1955 ³⁾	1972 ⁶⁾
Sériová výroba		1969			1959	1972 ⁶⁾
Zavedení do výzbroje		1973 (Mirage F1)	1967 (F-4E)	1975 (MiG-27)	1959 (Su-7)	1973 (Su-17M)

1) Podle jiných zdrojů je celkové stlačení za kompresorem motoru J79-GE-17 na hodnotě 12,4. Mírně jiná je také teplota před turbínou apod., pro účely tohoto srovnání to však není úplně rozhodující.
2) Velmi přibližná hodnota.
3) První AL-7F hotov v květnu 1955.
4) Tah s přídavným spalováním / plocha kruhu o průměru rovném maximálnímu průměru motoru.
5) Nutno ověřit.
6) 1972 je rok dokončení finální verze motoru (AL-21F-3), v témže roce se oficiálně spustila sériová výroba.
7) Suchá hmotnost AL-21F-3 pozdějších sérií je dle některých zdrojů vyšší - až 1800 kg.

Verze Su-17 a jejich motorizace

Typ	Motor	Popis	Výroba	Kusů
Su-17	AL-7F-1-250	Derivát letounu Su-7BKL se změnitelným úhlem křídla.	1969-1973	209
Su-17M (S-32M)	AL-21F-3	Rostoucí hmotnost letounu vedla k poklesu letových vlastností. Nový motor toto kompenzoval. Prototyp S32M-1 vyhrazen zejména pro zkoušky motoru. První let 28.12.1971. Státní zkoušky S-32M dokončeny 1973. Za operačně způsobilý označen 11.11.1974.	1972-1976	253
Su-17M2 (S-32M2) a M2R	AL-21F-3	Lepší vybavení letounu. První sériový letoun vzlétl 20.12.1973. Státní zkoušky dokončeny v listopadu 1974. Letoun operačne způsobilý 3.2.1976.	1975-1977	268
Su-17UM	AL-21F-3	Dvoumístní varianta Su-17M2.	1975-1978	75
Su-17UM3	AL-21F-3	Vylepšení Su-17UM.	1978-1982	165
Su-17M2D	R-29BS-300	Začátkem 70. let byly ve výrobě tři letouny s motory AL-21F-3. Sériová výroba motorů však nedostačovala poptávce. Protože byly motory AL-21F-3 určeny prioritně pro Su-24, zastavila se výroba MiG-23B již v roce 1973 po předání 24 kusů a výroba dále pokračovala verzí letounu s motorem R-29B-300. Použití motoru R-29B-300 i u Su-17M2 slibovalo zjednodušení logistiky frontového letectva. Projektování letounu začalo v roce 1974. První exemplář Su-17M2D vzlétl 31.1.1975. Motor měl vyšší výkon, ale také rozměry, hmotnost, spotřebu (o 10%), také kladl vyšší nároky na údržbu. Letoun za svým předchůdem mírně zaostával v doletu, vytrvalosti a akceleraci, což byl také důvod, proč se VVS nakonec k letounu Su-17M2D postavily odmítavě.		málo
Su-17M3/M3R/M3P	AL-21F-3	Pokračovatel Su-17M2.	1975-1981	488
Su-17M4/M4R	AL-21F-3	Pokračovatel Su-17M3.	1981-1988	231
Su-20/R	AL-21F-3	Exportní modifikace Su-17M.	1973-1976	140
Su-22/R (S-32M2K)	R-29BS-300	Exportní varianta Su-17M2, až na drobné změny v avionice téměř totožná s Su-17M2D. Letové zkoušky se rozběhly v únoru 1976.	1975-1980	92
Su-22M (S-52K)	R-29BS-300	Exportní varianta Su-17M3 se zádí ve stylu Su-17M2D a s motorem R-29BS-300. Letouny byly původně určeny pro státy Varšavské smlouvy, ty o ně ale neprojevily zájem.	1978-1984	303
Su-22M3/M3R (S-52MK)	R-29BS-300	Exportní varianta Su-17M3.	1982-1983	71
Su-22M4/M4R (S-54K)	AL-21F-3	Exportní varianta Su-17M4.	1984-1990	400
Su-22U (S-52UK)	R-29BS-300	Exportní varianta Su-17UM.	1976-1982	68
Su-22UM3 (S-52UM3K)	R-29BS-300	Exportní varianta Su-17UM3.	1982-1983	9
Su-22UM3K (S-52UM3K)	AL-21F-3	V roce 1983 padlo rozhodnutí sjednotit pohonné jednotky Su-17 za účelem zjednodušení výroby. Exportní varianta Su-17UM3, vzhledově totožný.	1984-1990	77

Průmyslové využítí

Motory AL-21F-3, pro které není využití u letectva a jejich stav to dovoluje, mohou být konvertovány na průmyslové generátory elektřiny, tepla, nebo tlakového vzduchu.

Dobře známým typem je pozemní motor GTD-20S o výkonu na hřídeli 20MW (při napojení elektrického generátorů je to i jeho elektrický výkon). U tohoto motoru je stlačení na kompresoru 13:1, teplota před turbínou 1030 °C, teplota na výstupu 447 °C, množství výstupních plynů 96 kg.s^-1, spotřeba na nominálním režimu 4420 kg.h^-1, otáčky volné turbíny 3000 min^-1, navrhovaný roční provoz 8000 hodin, meziopravový resurs a životnost generátoru plynu 25/50 tis. h, u volné turbíny to je 50/100 tis. h. Účinnost generování elektřiny je 35%. Motor GTD-20S je součástí jednotek PTU-20S, GTU-20E, GTE-20S. Ty se odlišují tím, jak je dále zpracováván zbytkový horký plyn. Plyn může ohřívat vodu za vniku páry, který pak pohání parní turbínu a generuje navíc 6 MW elektřiny. Účinnost celého systému pak stoupá na 44%. Nebo může plyn ohřívat vodu pro další využití, zde je tepelný výkon výkon 31,4 MW a celková účinnost systému je 83%.

Jiný typ, jednotka GTU-89ST-20 pro výrobu elektřiny (20 MW) a tepla využívá jádro motoru AL-21F-3 a nízkotlakou turbínu D-18T. Stlačení na kompresoru je 14:1, množství výstupního plynu 100 kg.s^-1, teplota výstupních plynů je 450 °C, spotřeba paliva je 6830 m³.h^-1 v případě zemního plynu, nebo 5500 kg.h^-1 v případě nafty. Životnost plynového generátoru 30 tis. h, životnost volné turbíny 60 tis. h.

Na základě AL-21F-3A vznikla kompresorová stanice UKP-9 určená k čištění a diagnostice potrubních vedení o průměru 426 až 1420 mm teplým, vlhký vzduchem. Vzduch z motoru je ochlazován vstřikováním vody. Jednotka produkuje 1000 m3 vzduchu za minutu o tlaku 1,1 MPa. Spotřeba paliva je 3500-6000 kg.h^-1. Spotřeba vody je 10 m³.h^-1.

Modernizací UKP-9 vznikla kompresorová stanice TK-21M [ngpedia] obdobných parametrů, jen výstupní tlak je až 1,3 MPa a spotřeba paliva je v rozsahu 3500 - 7000 kg.h^-1.

GTD-20S

Technické a výkonové parametry motorů AL-21F-3

Režimy motoru AL-21F-3A [omsk]

Režim	-	Maximální přídavné spalování	Minimální přídavné spalování	Maximální režim	Režim minimální spotřeby	Volnoběh
Tah	kp	11250 _-225	9700	7800 +-234	3300-4500	350
Otáčky motoru	min^-1	8316	8316	8316	6890-7400	5630
Stupeň stlačení kompresorem	-	14,55	14,55	14,55	9,0-11,35	3,3
Specifická spotřeba paliva	kg/kp/h	<= 1,86 ^+0,03	<= 1,36 ^+0,03	<= 0,88 ^+0,05	<= 0,76 ^+0,03	900 kg.h^-1
Průtokové množství vzduchu	kg.s^-1	104 ^+0,5 _-2,0	104 ^+0,5 _-2,0	104 ^+0,5 _-2,0	75-90	30

Režimy motoru AL-21F-3 [su24]

Režim	-	Maximální přídavné spalování	Minimální přídavné spalování	Maximální režim	Režim minimální spotřeby	Volnoběh
Tah	kp	11050 _-2%	<= 9550	7650 +-3%	3300-4500	<= 350
Otáčky motoru	min^-1	8316 (99 +-2%)	8316 (99 +-2%)	8316 (99 +-2%)	6890-7400 (82-88%)	5630 (67+-2%)
Stupeň stlačení kompresorem	-	14,3	14,3	14,3	-	~ 3,3
Specifická spotřeba paliva	kg/kp/h	<= 1,86 ^+0,04	<= 1,36 ^+0,04	0,88 ^+0,04	<= 0,78 ^+0,03	<= 900 kg.h^-1
Průtokové množství vzduchu	kg.s^-1	102 ^+0,5 _-2,0	102 ^+0,5 _-2,0	102 ^+0,5 _-2,0	72-88	~ 30

Limit délky maximálního režimu na zemi je 60 sekund. Limit délky použití přídavného spalování je nejvýše 20 sekund na zemi a 25 minut za letu.

Režimy motoru AL-21F-3 (pravděpodobně série 4) [su22]

Režim	-	Maximální přídavné spalování	Minimální přídavné spalování	Maximální režim	Režim minimální spotřeby	Volnoběh
Tah	kp	11250 _-225	>= 9700	7800 +-234	3300-4500	>= 350
Otáčky motoru	min^-1	8316 (99+-0.5%)	8316 (99+-0.5%)	8316 (99+-0.5%)	6890-7400 (82-89%)	5630 (67+-2%)
Stupeň stlačení kompresorem	-	14,95	14,86	14,93	9,0-11,5	~ 3,3
Celková teplota před turbínou	°C	~ 1107	~ 1107	~ 1107	~ 727	~ 477
Doba práce	-	max 25 min (za letu)	max 25 min (za letu)	max 25 min (za letu)	neomezena	max 10 minut

Akcelerace volnoběh - maximál za 4 - 7 sekund Akcelerace volnoběh - maximální přídavné spalování za max. 8 sekund

Charakteristiky motoru AL-21F-3 [su22]

Maximální délka při režimu "Maximál"	5132 mm
Maximální délka při režimu "Plná forsáž"	5160 mm
Vnitřní průměr vstupního ústroí kompresoru	885 mm
Vnější průměr komory přídavného spalování	1030 mm
Suchá hmotnost motoru	1720±20% kg
Celkový stupeň stlačení na režimu "Plná forsáž"	14,95

Další charakteristiky

Další charakteristiky (výkon, průtokové množství vzduchu) různých variant a sérii motorů jsou uvedeny v samotném textu. Pro úplnost stačí už jen doplnit maximální teplota před turbínou, která se u AL-21F-1 udává 990 °C a u AL-21F-3 pak 1112 °C. Suchá hmotnost varianty AL-21F-1 je udávána 1580 kg.

Výškově-rychlostní charakteristika motoru AL-21F-3 instalovaného v letounu Su-24 při maximálním režimu a při režimu plného přídavného spalování. Instalované charakteristiky započítávají ztráty ve vstupním ústrojí, ve vzduchovém kanálu a ve výstupním ústrojí. Například tam, kde je při stendových testech tah s přídavným spalováním při M=0 a H=0 na hodnotě zhruba 7650 kp (75,02 kN), z grafu lze vyčíst hodnotu pouze 5400 kp (52,96 kN). [su24]

Škrtící charakteristika motoru na stendu (M=0, H=0, t=15°C)

Podrobnější popis konstrukce AL-21F-3

1. Kompresor

Účelem kompresoru je dodávat potřebné množství vzduchu s určitou kinetickou energií do spalovací komory. Kompresor je axiální - vstup i výstup vzduchu po stlačení je ve směru osy, má 14 stupňů. (Jeden stupeň pozůstává z jednoho stupně rotorových lopatek a jednoto stupně statorových lopatek.) Jednotlivé stupně jsou označeny 0°, 1°, 2° ... 13° z toho důvodu, že motor je vývojově odvozený z analogického typu, se stejným kompresorem, avšak jen 13°. Pro zabezpečení většího stupně stlačení byl sestrojen další stupeň kompresoru, označený jako 0°, vřazen jako první v pořadí. ¹⁶⁾Základními částmi kompresoru jsou stator a rotor.

Stator kompresoru

Jeho účelem je prostřednictvím vhodného zakřivení lopatek a vytvořením konfuzorního prostoru vytvořit co nejvhodnější parametry stlačovaného vzduchu (rychlost, stlačení, minimalizovat ztráty a v co nejširším rozsahu režimu činnosti vytvořit předpoklady pro stabilní chod motoru). Svou optimální konstrukcí také umožňuje uchycení rotoru a přenos zatížení. Je součástí silového schematu motoru. Stator je tvořen:

předním tělesem
usměrňovacím ústrojím 0°, 1°, 2°, 3°;
středním tělesem s usměrňovacím ústrojím 4° - 7°;
usměrňovacím ústrojím 8°, 9° + 10°, 11° + 12°;
zadním tělesem.

Přední těleso kompresoru

Tvoří vstupní část, kterou prochází vzduch do motoru. Je tvořeno venkovním a vnitřním pláštěm, které jsou vzájemně propojeny 8 dutými žebry. V tělese je vytvořeno lůžko pro uchycení předního válečkového ložiska, v němž je uložena hřídel motoru, otvory pro otočné uložení natáčecích lopatek vstupního usměrňovacího ústrojí a k přední části je připevněn aerodynamický kryt. Dutá spojovací žebra jednak přenášejí síly a rovněž zabezpečují:

přívod tlaku vzduchu k utěsnění předního válečkového ložiska, jeho odvzdušnění a odvzdušnění prostoru centrálního náhonu;
přívod oleje na mazání předního válečkového ložiska a jednotlivých náhonů;
vedení torzního hřídele k přenášení kroutícího momentu hřídele kompresoru do skříně náhonů, odvod oleje od předního ložiska do prostoru reduktoru;
přívod vzduchu od 7° kompresoru do protinámrazového systému;
jedno z žeber má větší stavební šírku, je ukončeno závěšným okem, sloužícímu pro montážní potřeby.

Vnitřní plášť vytváří oporu pro přední válečkové ložisko, které je uloženo prostřednictvím olejo-plastického tlumiče. Tlumič zabezpečuje snížení vibrací a jejich přenos do konstrukce motoru. Hodnota vibrací je snímána vysílačem vibrací, přivádí se do bloku diskrétních povelů BDK-89, kde se vyhodnocuje a v závislosti na velikosti a výši otáček se dává pokyn k signální žárovce v kabině pilota.

Uzel předního válečkového ložiska je mazán olejem a z důvodu dokonalejšího těsnění přetlakován přiváděným vzduchem od 7° nebo 13° kompresoru.

Přední čep hřídele rotoru kompresoru je opatřen speciálním pouzdrem, prostřednictvím něhož se přes pomocný hřídel přenýší kroutící momoent na kuželové soukolí centrálního náhodnu. Svislým hřídelem, vedeným dutým žebrem, se dále kroutící moment přenáší do vloženého, spodního a levého reduktoru.

Rozváděcí lopatky vstupního ústrojí jsou natáčecí, spodní částí uloženy v kluzných ložiskách, horní čepy opatřeny pákou spojenou po celém obvodu s prstencem, pomocí něhož dochází k natáčení lopatek, všech o stejnou hodnotu, podle stanoveného programu.

Usměrňovací lopatky 0° - 3°

Toto usměrňovací ústrojí je konstruováno obdobně. Usměrňovací ústrojí 0° - 3° je tvořeno otočně uloženými lopatkami, kdy se podle stanoveného programu natáčejí jednotlivé stupně společně na stejnou hodnotu. Kontrola nastavení každé lopatky je zabezpečena pomocí ukazatele na stupnici.

Střední těleso kompresoru s usměrňovacím ústrojím 4° - 7°

Je tvořeno venkovním a vnitřním prstencem, kde jsou usměrňovací lopatky pevně uchyceny. Z prostoru 7° od kompresoru se odvádí vzduch na protinámrazový systém motoru, pro přetlak olejového těsnění a pro klimatizaci a přetlak do kabiny letounu.

Usměrňovací ústrojí 8° - 12° kompresoru

Je tvořeno 5 stupni natáčecích lopatek, kdy jednotlivé stupně se natáčejí podle stanoveného programu tak, že se usměrňovací lopatky 8° samostatně natáčejí na stanovenou hodnotu a lopatky 9°, 10°, 11° a 12° se natáčejí společně na stanovenou hodnotu.

Zadní těleso kompresoru

Je jednou ze základních silových částí motoru. Jsou tu umístěny tři upevňovací uzly pro spojení motoru s konstrukcí draku. Rovněž tu je vytvořen prostor pro umístění středního axiálně-radiálního kuličkového ložiska.

Stěna s ložiskem odděluje prostor kompresoru od prostoru spalovací komory. S diskem 13° kompresoru vytváří zadní vyvažovací prostor, kde se netěsnostmi z prostoru rotoru kompresoru shromažďuje vzduch a otvory a potrubím pa vyvádí vzduch do komory přídavného spalování k chlazení difuzoru, prodlužovací roury a nadzvukové výstupní dýzy.

Střední axiální kuličkové ložisko ja mazáno tlakovým olejem, pro zvýšení účinnosti těsnění je tu přiváděn tlak vzduchu od 7° kompresoru. Prostor je odvzdušněn, odvod oleje je zabezpečen do odsávací větve. Horní částí na venkovním plášti, spodní částí v šikmé stěně tělesa uložení středního ložiska, jsou připevněny zdvojené usměrňovací lopatky 13° kompresoru. Zdvojení lépe zabezpečuje vstup vzduchu do spalovací komory. Na venkovním plášti jsou nálitky pro uchycení konzol mechanismu propouštění vzduchu na chlazení plynové turbíny.

Mechanismus propouštění vzduchu na chlazení plynové turbíny

Mechanismus zabezpečuje zvýšení intenzity chlazení rozváděcích lopatek 1° plynové turbíny, zahájení chlazení levé strany disku 2° plynové turbíny a rotorových lopatek 1° plynové turbíny. Mechanismus je upevněn k tělesu zadního ložiska kompresoru. Uvádí se automaticky do činnosti, začne-li platit alespoň jedna ze třech základních podmínek a přestává propouštět vzduch, přestane-li platit poslední z nutných podmínek.

úhel nastavení POM = 69,5° + 2,5° podle RSF-53B(D), regulátoru výstupní dýzy a přídavného spalování
fyzikální otáčky motoru n_f = 94 +- 0,7%
celková teplota za plynovou turbínou T_4C je větší, nebo rovna T4 (chlazení), nastavené na 730°C

Vzduchové - plynové schéma AL-21F-3.

Mechanismus regulace kompresoru

Mechanismus regulace kompresoru zabezpečuje přestavování natáčecích lopatek statoru kompresoru (rozváděcích lopatek), a to podle programu v závislosti na otáčkách redukovaných n_r. Dělí se na dvě části: mechanismus ovládání rozváděcích lopatek vstupního usměrňovacího ústrojí 0° - 3°; mechanismus ovládání rozváděcích lopatek 8° - 12°.

Obě skupiny jsou ovládány nezávisle na sobě dvojicí pracovních hydraulických válců, jejichž pracovní kapalina je palivo petrolej letecký PL-6, dodávané čerpadlem regulátorem NR-53B(D). Kinematické mechanismy ovládají pootáčení prstenců, které přes jednotlivé páky otáčejí rozváděcími lopatkami. Pracovní válce, umístěné na venkovním plášti kompresoru proti sobě o 180° jsou ve dvojicích, čímž se zabraňuje vzpříčení prstenců. Zpětné informace o dosažení hodnot natočení lopatek k čerpadlu regulátoru NR-53B(D) jsou zabezpečeny lankem zpětné vazby.

Rotor kompresoru

Rotor kompresoru je diskbubnové konstrukce. Hřídel je uložen na předím válečkovém ložisku a zadním axiálně-radiálním kuličkovém ložisku. Ma 14°, jednotlivé disky s nákružky s vzájemně dotýkají čelním ozubením, což přenáší kroutící moment. Hřídel je tvořen třemi částmi. Hřídel kompresoru je pomocí speciální spojky spojen s hřídelem plynové turbíny. Kroutící moment z plynové turbíny se přenáší na hřídel kompresoru pomocí drážkování. Axiální síly se přenášejí ztahovací spojkou.

Zdvojený buben tvoří 7° - 13° kompresoru, kde vzniká poměrně vysoké namáhání. Na povrchu bubnu je břity vytvořeno labyrintové těsnění. Břity se zařezávají do vnitřního povrchu se speciální vrstvou. Mezi břity se přivádí otvory část vzduchu od 2° kompresoru, což zvyšuje účinnost těsnění a snižuje ztráty při stlačování.

Od 7° kompresoru se odebírá část vzduchu, proudícího dutým hřídelem kompresoru a plynové turbíny, který slouží na chlazení 2° a 3° disku plynové turbíny a chlazení zadního čepu plynové turbíny.

Rotorové lopatky kompresoru 0° jsou upevněny pomocí lichoběžníkových zámků a pojištěny radiálními kolíky. Nad patkami jsou nálitky, kterými se lopatky vzájemně dotýkají. Toto řešení snižuje jejich kmitání. Rotorové lopatky 1° - 3° jsou upevněny zámkem typu oko-čep. Rotorové lopatky 4° - 13° jsou opět upevněny lichoběžníkovým zámkem a zajištěny proti vypadnutí radiálním kolíkem.

...

Spalovací komora

Účelem spalovací komory je přeměna chemické energie v energii tepelnou. Toto se děje dokonalým promícháním vzduchu s palivem při vytvoření a zapálení směsi o co největší energii.

Do spalovací komory protéká stlačený vzduch, hrdlem plamence se dělí na primární proud (asi 20% z celkového množství, vzhledem k plamenci je to vnitřní proud) a sekundární proud (asi 80% z celkového množství, vzhledem k plamenci je to vnější proud). Primární proud prochází vířičem, rozvířuje se kolem osy plamence. Zde je do zvířeného proudu vstřikováno palivo a nastává hoření směsi při součiniteli přebytku vzduchu α = 1. Tím je zabezpečena optimální rychlost hoření, vzniká ale velmi vysoká teplota, která by poškozovala materiál plynové turbíny. Proto se v další fázi v plamenci součinitel přebytku vzduchu α zvyšuje. V oblasti rotace primárního proudu se vytváří podtlak, který umožňuje zpětné proudění vzduchu, vcházejícího přes otvory plamence. Zpětné proudění stabilizuje hoření tak, aby rychlost šíření plamene byla větší než rychlost proudu pohybující se směsi. V opačném případě by došlo k odtržení plamene a vysazení motoru. Sekundární proud vzduchu chladí plášť a plamenec, snižuje teplotu, která je v oblasti hoření kolem 2000°C, až na hodnotu asi 900°C v oblasti směšování a zvyšuje také součinitel přebytku vzduchu α > 1.

U motoru AL-21F-3 je použita smíšená spalovací komora. Tato komora má tyto části:

Venkovní plášť - je silovu částí motoru. K přední kuželové části je dvanácti radiálními stojinami upevněn vnitřní plášť difusoru. Oba pláště jsou zhotoveny ze žáruvzdorného plechu. Na venkovním povrchu vnějšího pláště se nacházejí přiruby pro upevnění příslušenství hlavní spalovací komory pro uchycení palivo-olejového agregátu.
Vnitřní plášť - je tvořen silovou rourou motoru, která je součástí silové vazby motoru. Ve vnitřním plášti jsou otvory pro odvod sekundárního vzduchu na chlazení plynové turbíny.
Plamenec - hlavní spalovací komora má 12 ks trubkových plamenců, vzájemně propojených průšlehovými trubkami. Svou zadní částí přecházejí ve sběrač plynů. Každý plamenec je tvořen vzduchovým lapačem, hlavicí plamence a směšovačem.
Sběrač plynů - má účel převést vystupující plyny z plamence, mající teplotní pole bodového charakteru, na teplotní pole mezikruhového tvaru a tak rovnoměrně rozložit namáhání statorových lopatek plynové turbíny. Přední část je tvořena 12 ks nátrubků kluzně upevněných s plamenci hlavní spalovcí komory, postupně přecházejícími do vnitřního a vnějšího prstence. Vnitřním prstencem se zběrač plynů kluzně upevňuje do statoru plynové turbíny.
Palivové dýzy - v počtu 12 ks přivádějí palivo do jednotlivých plamenců. Palivové dýzy jsou duplexní, tzn., že dodávané množství paliv je regulováno v závislosti na jeho tlaku rozdělovacím ventilem, který je součástí každé dýzy, do dvou kaskád. Důvodem toho je docílení maximálního rozstřiku paliva, a to pod úhlem 110°. Dýzy jsou osazeny speciálním kloboučkem, který brání usazování karbonu a tím i změně úhlu rozstřiku paliva.
2 ks zapalovačů - slouží k zapálení směsi v hlavní komoře při režimu spouštění na zemi nebo za letu. Do zapalovače se přivádí sekundární proud vzduchu a palivo. Vzniklá směs je zapálena zapalovací svíčkou. Plamen pak prošlehne přes průšlehové trubky do dalších plamenců. Při spouštění motoru za letu se směs paliva a vzduchu pro usnadnění spouštění obohacuj kyslíkem, přiváděným z kyslíkového systému motoru.
Průšlehové trubky - zabezpečují přenos plamene mezi jednotlivými plamenci při spouštění motoru.
Drenážní ventil - jeho účelem je odvádět palivo, které se shromáždilo ve spodní části hlavní spalovací komory při spouštění anebo při nepodařeném spouštění motoru. Ventil je otevírán zvýšeným tlakem vzduchu a proopouští palivo do drenážního systému.

...

Plynová turbína

Účelem plynové turbíny je přeměnit tepelnou a tlakovou energii spalin v kinetickou, a tu přeměnit v mechanickou práci. Jeden stupeň plynové turbíny pozůstává z lopatek statoru a lopatek rotoru. Ve statoru se zpracovává tepelná a tlaková energie plynu, spaliny procházejí přes usměrňovací lopatky, kdy prostor mezi nimi se zúžuje. Tím se zvyšuje rychlost plynu. Kinetická energie se na lopatkách oběžného kola rotoru mění na mechanickou práci tím, že je rotor roztáčen.

Plynová turbína motoru AL-21F-3 je axiální (vstup i výstup plynů je ve směru otáčení), jednohřídelová, 3°, reakčního typu (tlak plynů je před statorem vyšší, než za ním), s chlazenými lopatkami 1° a 2° statoru a 1° rotoru. Pozůstává z rotoru a statoru.

Rotor plynové turbíny - pozůstává z:

Hřídele plynové turbíny. Hřídel je kuželového tvaru, pomocí drážkování spojen s hřídelem kompresoru. Zadní část je ukončena nákružkem pro spojení s diskem 1° plynové turbíny. Na kuželové části jsou otvory pro přívod chladícího vzduchu od propouštěcího mechanismu vzduchu.
Rotorových disků. Disky jsou uchyceny k hřídeli. V hodní části mají stromečkové zámky pro spojení s lopatkami. V disku 1° plynové turbíny jsou otvory, jimiž se přivádí chladící vzduch pro chlazení lopatek 1° rotoru. Disk rotoru 2° a 3° plynové turbíny je opatřený čtyř břitým labyrintem. Do prostorů mezi břity se propouští část chladícího vzduchu, címž se zvyšuje účinnost využití energie plynů a zmenšují se ztráty netěsnostmi;
Rotorových lopatek. Pracovní lopatky jsou uchyceny do disku pomocí stromečkového zámku a zajištěny podložkou. Lopatky 1° jsou duté. Přivádí se do nich chladící vzduch. Čast tohoto vzduchu se přivádí do bandáže lopatek, které tvoří s bandážemi sousedních lopatek uzavřený mezikruhový průřez. Tím se řeší snížení ztrát, vznijakících průtokem plynů mimo profilovanou část lopatky. Pracovní lopatky 2° a 3° plynové turbíny již chlazeny nejsou.
Zadního čepu rotoru. Zadní čep motoru - je spojen s diskem 3° plynové turbíny, uložený v zadním válečkovém ložisku. Ložisko je mazáno tlakovým olejem a utěsněno speciálním těsnícím uzlem. Čtyřhranný otvor v zadním čepu zabezpečuje pohon hřídele zadního odsávacího olejového čerpadla.
Trubky přívodu vzduchu

Stator plynové turbíny - tvoří jej:

Usměrňovací (rozváděcí) ústrojí 1° - 3°. Jednotlivé stupně mají podobnou konstrukci. Tvoří je:
- Venkovní prstenec - zabezpečuje uchycení venkovního potahu rozváděcích lopatek;
- Voštinová vložka
- Rozváděcí lopatky - lopatky 1° a 2° jsou duté, jsou chlazeny sekundárním vzduchem, přiváděným od hlavní spalovací komory. Rozváděcí lopatky 3° jsou plné, nejsou chlazeny;
- Vnitřní prstenec - zabezpečuje uchycení potrubí s přívodem chladícího vzduchu a 1° usměrňovacího ústrojí, u 2° usměrňovacího ústrojí zabezpečuje uchycení spodních patek lopatek a uchycení voštinových vložek, do nichž se zařezávají z důvodů utěsnění břity labyrintu.
Zadní opora se silovou rourou. Zadní opora plynové turbíny - slouží k uložení zadního válečkového ložiska a přenosu sil na venkovní plášť zadní opory a do dalších silových částí motoru. Tvoří ji:
- Venkovní plášť - svou konstrukcí zabezpečuje z vnitřní strany vytvoření komory, do níž se přivádí chladící vzduchu ze zadního vyvažovacího prostoru kompresoru. Tento vzduch chladí plášť difuzoru komory přídavného spalování, prodlužovací rouru a výstupní dýzu.
- Vnitřní plášť
- Žebra - spojují venkovní a vnitřní plášť. Žebra usměrňují vycházející rotující plyny z plynové turbíny do axiálního směru. Dutiny žeber jsou využity pro přívod a odvod oleje k zadnímu válečkovému ložisku, k přívodu a odvodu vzduchu na utěsnění ložiska.
- Těleso ložiska. Zadní válečkové ložisko je uloženo, podobně jako přední ložisko, ve speciálním plasticko olejovém tlumiči, což zabezpečuje tlumení vibrací a zmenšení jejich přenosu do konstrukce statoru motoru a draku letounu. Ložiskou je utěsněno speciálním těsnícím uzlem. Účinnost se zvyšuje přiváděním vzduchu k utěsnění od 7° nebo 13° kompresoru.
- Silová roura - vytváří vnitřní vazbu motoru v prostoru hlavní spalovací komory. Je tvořená válcovým tělesem s dvěmi přírubami.

Komora přídavného spalování

Účelem komory přídavného spalování je zabezpečení vytvoření směsi paliva a plynu, její zapálení a hoření, čímž se dodatečně získává tepelná energie, využitá ve výstupní dýze k získání přídavného tahu motoru (forsáže). K tomu se využívá zbytkového kyslíku, který se v hlavní spalovací komoře nestačil spotřebovat a zvláštním potrubím dodatečně přiváděného paliva.

Komora přídavného spalování pozůstává z difuzoru a prodlužovací roury.

Difuzor komory přídavného spalování má tyto části:

venkovní plášť - je součástí silové vazby motoru. Je tvořen žáruvzdorným plechem. Na venkovní straně jsou vytvořeny příruby pro upevnění některých agregátů motoru.
vnitřní kužel
2 ks zapalovačů. Zapalovače slouží pro vytvoření směsi paliva, vzduchu a kyslíku. Vzduch, přiváděný z hlavní spalovací komory, je obohacen kyslíkem. Primární proud vzduchu v zapalovači vytváří s rozstřikovaným palivem směs, která je zapalována zapalovací svíčkou. Plamen nátrubkem prošlehe za střední stabilizátor plamene a zapaluje směs paliva a plynu v komoře přídavného spalování. Sekundární proud vzduchu v zapalovači chladí jeho plamenec.
3 ks stabilizátoru plamene. Stabilizátory plamene rozviřují proud plynu, vytvářejí vhodné podmínky pro zapálení směsi a její hoření v komoře přídavného spalování. Do prostor za střední stabilizátor vyúsťují zapalovače. Plamen prochází průšlehovými stojinami.
palivové kolektory 1. a 2. kaskády. Palivové kolektory komory přídavného spalování rozstřikují palivo v prostoru difuzoru komory přídavného spalování. Je použito 6 ks palivových kolektorů, které se dělí do 1. a 2. kaskády. Jejich trysky mají různé konstrukční provedení.
průšlehové stojiny
upevňovací táhla
chladící plášť

Difuzor je s prodlužovací rourou spojen pomocí tzv. pružného spojení, které umožňuje axiální posuv prodlužovací roury a její určité zkřížení.

Prodlužovací roura spojuje difuzor komory přídavného spalování s výstupní všerežimovou nadzvukovou dýzou. Její použití je tedy z konstrukčních důvodů nutné. S ohledem na ztráty energie plynů se konstruuje difuzorně. Rouru tvoří:

Těleso prodlužovací roury - spojuje difuzor komory přídavného spalování a všerežimovou nadzvukovou výstupní dýzu. Probíhá tu hoření při zapnutém režimu přídavného spalování. Na tělese jsou umístěny příruby pro upevnění potřebných detailů.
Chladící a antivibrační plášť - tvoří 5 ks prstencových vložek s otvory, které do sebe zapadají.
Vnější chladící plášť - Vnější chladící plášť usměrňuje chladící vzduch, přiváděný z venkovního lapače letounu. Izoluje také vnitřní část potahu draku letounu před teplem komory přídavného spalování. V jeho zadní části jsou otvory pro spojení pracovních válců s tělesem prodlužovací roury.

...

Všerežimová nadzvuková výstupní dýza

Účelem všerežimové nadzvukvé výstupní dýzy je zpracovat tlakovou a tepelnou energii plynů v kinetickou energii - na tah motoru. K maximálnímu využití s minimálními ztrátami dojde tehdy, když expanze výtokových plynů je ukončena ve výpočtovém režimu, to je na hraně výstupní dýzy.

Všerežimová nadzvuková výstupní dýza je tvořena:

soustavou podzvukových segmentů - jsou jednou stranou otočně spojeny s prodlužovací rourou, druhou stranou pak s nadzvukovými segmenty. Mezery mezi nimi jsou vymezeny vložkami. ¹⁷⁾
soustavou nadzvukových segmentů
soustavou podzvukových vložek
soustavou nadzvukových vložek. Nadzvukové segmenty a vložky, umístěné v mezerách mezi nimi, tvoří nadzvukový věnec výstupní dýzy.
silovým prstencem s kladičkami
soustavou 6 ks pracovních válců
soustavou ovládacích táhel ovládání nadzvukových segmentů

Ovládání průměru dýzy je zabezpečeno automaticky, v závislosti na součinnosti palivového čerpadla - regulátoru NR-53B(D) a regulátoru výstupní dýzy a forsáže RSF-53B, která dodávají tlakové palivo do 6 ks pracovních hydraulických válců. Pracovní pístnice těchto válců v závislosti na programu svým pohybem ovládají silový prstenec. Pomocí kladiček se mění poloha podzvukových segmentů a účinkem ovládacích táhel i poloha nedzvukových segmentů.

...

Kinematické schéma motoru

Kinematické schéma motoru znázorňuje přenos kroutícího momentu z hřídele motoru pro pohon jednotlivých agregátů motoru, draku, elektrického a speciálního vybavení.

Kroutící moment je od předního čepu hřídele kompresoru pomocným hřídelem přenášen do centrálního náhonu, odtud pomocí ozubených kuželových kol mění směr své orientace, a to z vodorovné na svislou. Svislým hřídelem je kroutící moment veden o vloženého (mezilehlého) reduktoru, kde se opět mění směr orientace, a to ze svislé na vodorovnou. Z vloženého reduktoru je kroutící moment veden prostřednictvím horizontálního hřídele do spodního reduktoru, z něhož je pomocí převodů zabezpečován rovněž pohon levého reduktoru.

Jednotlivé agregáty jsou poháněny takto:

Spodní reduktor pohání
- NR-53B(D)
- forsážní čerpadlo FN-53
- dodávací palivové čerpadlo DCN-72
- vysokotlaké palivové čerpadlo NP-96
- olejové čerpadlo
- turbostartér TS-21
- odstředivý odvzdušňovač
- generátor GS-12T
- čerpadlo NP-34M-GT
Vložený reduktor pohání
- přední odsávací olejové čerpadlo
Levý reduktor pohání
- generátor GS-12T
- generátor SGO-8TF
- Snímač generátoru G2F-1V
Přední odstředivé olejové čerpadlo pohání;
- snímač otáček DTE-2

Reduktor a agregáty AL-21F-3.

Systémy motoru

A. Olejový systém motoru

Olejový systém motoru zabezpečuje:

mazání třecích ploch
odvod tepla z třecích ploch
odvod nečistot z mazaných ploch
utěsnění prostorů
konzervaci

Základní technické údaje systému:

druh oleje: IPM-1TU
množství oleje: 18 +- 1 litr
minimální množství před spuštěním: 13 litrů
maximální hodinová spotřeba: 0,6 litru
minimální tlak je signalizován kontrolní žárovkou přes BDK-89 při otáčkách < 80% při 0,14 MPa a při otáčkách nad 80% při 0,19 MPa.
maximální teplota oleje: 200 +- 6°C (teplota oleje s hodnotou 215°C je signalizována kontrolní žárovkou "SBROS OBOROTY")
minimální teplota okolního vzduchu při spouštění: -40°C
signalizace kovových třísek v oleji na kontrolní žárovce "STRUŽKA V MASLE"

Mazací systém má tři části - tlakovou větev, odsávací větev a odvzdušňovací (přetlakovou) větev.

Tlaková větev zabezpečuje mazání prostoru spodního a levého reduktoru, mazání ložisek hřídele motoru, ložisek hřídele turbospouštěče TS-21, centrálního a vloženého reduktoru, horizontálníhoh hřídele náhonu spodního reduktoru.

Odsávací větev zabezpečuje odvod oleje z prostoru předního, středního a zadního ložiska hřídele motoru, vloženého reduktoru, spodního reduktoru, z prostoru mazacích míst turbospouštěče TS-21.

Odvzdušňovací (přetlaková) větev zabezpečuje odvzdušnění olejového systému pomocí odvzdušňovacího potrubí, které je spojeno s prostorem spodního reduktoru. Tento prostor je přímo odvzdušněn do atmosféry přes aneroidní ventil, a to až do výšky letu H = 6000 m. Při letu ve větší výšce než 6000 m je přímé odvzdušnšní anaroidním ventilem přerušeno a systém je, z důvodu zabezpečení bezkavitační činnost, přetlakován tlakem vzduchu z ojelových par o hodnotě 0,02 - 0,025 MPa. Do odvzdušńovacáho potrubí vyusťuje také odsavací olejová větev z prostoru TS-21.

Olejová nádrž

Olejová nádrž zabezpečuje vytvoření zásoby oleje pro potřeby mazacího systému motoru a zabezpečuje dodávku oleje při všech režimech činnosti motoru letounu.

Nádrž je zhotovena jako složitý svarek, opatřeným ve vnitřním prostoru soustavou přehrad tak, aby byla zabezpečena dodávka oleje i při záporných násobcích přetížení a letu na zádech.

Nádrž se plní tlakovým způsobem. Kontrola množství oleje se provádí pomocí měrky. - objem nádrže: 26 litrů - množství plněného oleje: 18 +- 1 litrů - minimální množství oleje před spouštěním: 13 litrů - minimální množství oleje po přistání: 10 litrů

B. Spouštěcí systém

Spouštěcí systém motoru je samostatný. Roztáčení spouštěče, tvořeného turbospouštěčem TS-21, se zabezpečuje buď pomocí palubního akumulátoru nebo pozemního spouštěcího zdroje. Při spouštění motoru na zemi se využívá turbospouštěče, za letu se využívá roztáčení motoru proudem vzduchu - vlivem autorotace.

Spouštěcí systém zabezpečuje tyto funkce:

spouštění motoru na zemi
spouštění motoru za letu
studené protočení motoru
studené protočení turbospouštěče
zastavení cyklu spouštění v kterékoliv době

Celý systém se skládá z agregátů umístěných na motoru, agregátů řízení a kontroly v kabině a agregátů umístěných v letounu.

Turbospouštěč TS-21

Turbospouštěč TS-21 je v podstatě dvouhřídelový turbínový motor s volnou plynovou turbínou. Kompresorová a volní plynová turbína jsou uloženy na různých hřídelích. Jejich vzájemné spojení je pouze plynodynamickou cestou. Rotor turbokompresoru tvoří zároveň rozváděcí ústrojí volné plynové turbíny, proto jsou otáčky navzájem opačné.

Volná plynová turbína roztáčí reduktor, kterým se pohání spodní reduktor motoru. Odtud se kroutící moment vede horizontálním hřídelem na mezilehlý reduktor, svislým hřídelem pak na centrální náhon, který zabezpečuje náhon hřídele motoru letounu.

Turbospouštěč roztáčí rotor motoru do 37-40 %, čímž pomáhá jeho roztáčení až do volnoběžného režimu.

Části turbospouštěče TS-21:

elektrický spouštěč ST-115A
radiální jednostupňový kompresor
združená spalovací komora
turbína turbokompresoru
volná plynová turbína
planetový reduktor

C. Palivokyslíkový systém

Palivokyslíkový systém zabezpečuje činnost motoru ve všech jeho režimech tak, aby se jeho pracovní bod nacházel vždy ve stabilní oblasti činnosti a nedocházelo k překročení jeho maximálně povolených parametrů. Tento systém motoru spolupracuje s palivovým systémem draku, s nímž je spojen uzaváracím ventilem (stop-kohoutem). Palivokyslíkový systém zahrnuje tyto agregáty:

dodávací palivové čerpadlo DCN-72
centrální palivový čistič
čerpadlo-regulátor NR-53B(D)
vzduchový čistič
zpětný ventil pro urychlené zaplnění kolektorů HSK při spouštění
palivo-olejový radiátor pro hlavní spalovací komoru
palivo-olejový radiátor pro komoru přídavného spalování
palivové dýzy hlavní spalovací komory
zpětné ventily dodávky kyslíku pro hlavní spalovací komoru a komoru přídavného spalování
spouštěcí ventil hlavní spalovací komory
spouštěcí ventil komory přídavného spalování
forsážní čerpalo FN-53
regulátor výštupní dýzy a přídavného spalování RSF-53B
pracovní válce ovládání výstupní dýzy
palivový čistič FG-11SN
čerpadlo vysokého tlaku paliva NP-96M
pracovní válce mechanismu ovládání usměrňovacího ústrojí kompresoru
agregát ovládání chlazení plynové turbíny
hydraulické reduktory
roztrojka

Systém regulace motoru

Systém regulace motoru v rámci čerpadla regulátoru NR-53B(D) pozůstává ze systému dodávky paliva do hlavní spalovací komory a systému regulace usměrňovacího ústrojí kompresoru, v rámci regulátoru výstupní dýzy a přídavného spalování RSF-53B, potom ze systému regulace dodávky paliva do komory přídavného spalování, systému ovládání chlazení plynové turbíny a systému ovládání výstupní trysky.

Konstrukční rozdíly motorů AL-21F-3 série 1 a 3/4.

Poznámky:

1) VVS - Vojenské vzdušné síly SSSR.
2) STOL - Short take off and landing - Krátký vzlet a přistání
3) Nějaké vývojové práce na motoru třetí generace probíhaly v Ljulkově OKB už od roku 1963.
4) Motivací pro použití VPS bylo dle některých zdrojů ušetření hmotnosti motoru. Jiné zdroje však uvádějí, že naopak pozdější použití turbokompresorového startéru TS-21 ušetřilo hmotnost.
5) NIC CIAM (НИЦ ЦИАМ) – Ústřední ústav leteckých motorů P. I. Baranova, pobočka Výzkumné a testovací centrum (Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова - Научно-испытательный центр). Zkušební ústav se nachází ve městě Lytkarino jihovýchodně od Moskvy.
6) OKB-165, OKB-45 a změny jejich pojmenování ve druhé polovině 20. století
Pojmenování konstrukčních kanceláří a výrobních podniů
30.3.1946 – Vznik OKB-165 osamostatněním oddělení výzkumného ústavu NII-1
1945 – Vzniká OKB-45 v závodě č. 45 v Moskvě
1963 – OKB-45 přejmenována na OKB-45-165
1966 – OKB-45-165 přejmenována na MKB Granit
1967 – OKB-165 přejmenována na KB Saturn
1982 – MKB Granit a MZ Saturn se spojují a vytváří NPO Saturn
později – NPO Saturn se přejmenovává na Ljulka NPO Saturn a později Ljulka OAO Saturn
7) Zdroj [pm] uvádí, že urychlení prací na AL-21F-3 konstruktéři použili turbínu navrženou pro AL-21F-2 jen s minimálními změnami. Těmi měl být nový materiál pracovních lopatek druhého stupně, upravený olejový systém atd. Zdroje však neuvádí, jaký systém chlazení turbíny měl motor AL-21F-2 a jaká byla teplota před turbínou této meziverze. Z tohoto důvodu je složité ověřit, zda turbína AL-21F-3 opravdu vychází z AL-21F-2.
8) POM - páka ovládání motoru.
9) Dle některých zdrojů životnost pozdějších sérií nakonec dosáhla hodnoty 1800 hodin.
10) Jeden ze zdrojů udává nejnižší tah motorů typu AL-21F-3 ještě mírně nižší, a sice 7500/10720 kp.
11) Cena amerických motorů J79 byla v té době zhruba 350 tis. USD, při tehdejším kurzu to je asi 290 tis. rublů. Uvádím to jen pro zajímavost, protože srovnávat cenu produktu v tržní ekonomice a ve státem řízené ekonomice možná nemá smysl.
12) Některé zdroje [ruslet] hovoří o 10 ztracených strojích T-6 (prototypové i sériové. Informaci se nepodařilo ověřit v seznamu vyrobených letounů např. zde [afru].
13) Díky exportnímu embargu AL-21F vznikl ze druhého sériového Su-24 (T6-8) experimentální letoun T6-8D se silnějšími, ale i většími, těžšími a žíznivějšími motory R-29T-300 (modifikovaný R-29B-300 z MiG-23) s tahem 11500 kp s přídavným spalováním na místo původních motorů AL-21F-1. Letoun poprvé vzlétl v únoru 1974. Výkonové charakteristiky zkušebního letounu však byly velkým zklamáním a od myšlenky použít R-29 na Su-24 se zcela upustilo.
14) Podle [hsaj] by tento přetlak 900 metrů od výbuchu mohl odpovídat až 10 kt pozemní jaderné explozi.
15) Určitou vyjímkou byly francouzské motory, které byly svými základními parametry o generaci pozadu.
16) Účinnost kompresoru na výpočtovém režimu je 0,865.
17) AL-21F je první sériový sovětský motor s konvergentní-divergentní tryskou, kde je konvergentní i divergentní část složena z pohyblivých segmentů a obě části jsou mechanicky spojené. Takové uspořádání je běžné u naprosté většiny pozdějších proudových motorů pro nadzvukové letouny.

Motory AL-21F je možné vidět v těchto muzeích

Letecké muzeum v Berlín - Gatow
Letecké muzeum v Cottbus
Letecké muzeum v Speyer
Letecké muzeum v Krakově
Muzeum Broni i Militariów - Świdnica
Letecké muzeum Gatčina (Petrohrad)
Letecké muzeum Taganrog (Rusko)

Některé zdroje použitých informací a obrázků:

[su22] Letoun Su - 22 M4 - konstrukce draku a motoru
[su24] Praktická aerodynamika letounu Su-24
[motor89] Technický popis motoru 89 (AL-21F-3 série 4, kniha datována 16.12.1983)
[ruslet] https://ruslet.webnode.cz/ (články o Su-17, Su-24, MiG-23B, T-6 a T-10)
[wikiru] https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%9B-21%D0%A4-3
[su17] Viktor Markovskij, Igor Prichodko: Истребитель-бомбардировщик Су-17; série Armada, č. 21, vydáno 4.6.1999
[airwar] http://www.airwar.ru
[hsaj] https://http://www.hsaj.org/articles/97
[salut] https://moskva.bezformata.com/listnews/letiyu-nttc-mkb-granit/34493913/
https://play.google.com/store/books/details?id=_luL78EKKQgC&rdid=book-_luL78EKKQgC&rdot=1
[ngpedia] https://http://www.ngpedia.ru/id657003p1.html
[ar] http://www.aviaremont.ru/company/plants/712arz/
[afru] http://forums.airforce.ru/matchast/3296-seriinye-i-formulyarnye-zavodskie-nomera-su-24-a-23/
[afru2] http://forums.airforce.ru/matchast/3296-seriinye-i-formulyarnye-zavodskie-nomera-su-24-a/
http://www.salut.ru/ViewTopic.php?Id=2774
https://moskva.bezformata.com/listnews/letiyu-nttc-mkb-granit/34493913/
http://www.salutomsk.ru/
[gte20s] http://www.myshared.ru/slide/68063/
[pk] http://xn--80aajzhcnfck0a.xn--p1ai/PublicDocuments/0509123.pdf
[havarie] http://www.leteckabadatelna.cz/havarie-a-sestrely/detail/571/
[mot] I. G. Shustov: Dvigateli, 1944-2000: aviatsionnye, raketnye, morskie, promyshlennye
http://walkarounds.scalemodels.ru/v/walkarounds/engines/al-21f/

Komentáře k této stránce

Warning: mysql_query() [function.mysql-query]: Access denied for user ''@'localhost' (using password: NO) in /data/www/leteckemotory.cz/www.leteckemotory.cz/article_comments.php on line 210

Warning: mysql_query() [function.mysql-query]: A link to the server could not be established in /data/www/leteckemotory.cz/www.leteckemotory.cz/article_comments.php on line 210

Není možné vkládat odkazy začínající http://, použijte h**p://.
Všechny položky formuláře jsou povinné. Nevhodné příspěvky budou bez varování mazány.

Poslední aktualizace: leden 2020

Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište

Zpět na homepage www.leteckemotory.cz

Přístupů od 24. 4. 2002