D-30F6 je vojenský dvouhřídelový, dvouproudový motor se společnou spalovací komorou a regulovatelnou výstupní nadzvukovou tryskou určený pro záchytné nadzvukové stíhače a bombardéry MiG-31. Vývoj začal v roce 1972 v Permské kanceláři týmem vedeným Solověvem. Tým tvořily dvě společnosti - Aviadvigatěl a Motorstroitěl. Vývoj byl dokončen v roce 1980. Už z názvu vyplývá, že vzorem pro tento typ byly motory D-30 z letounů Il-62M a Tu-154M. Dvouproudové schéma výrazně snižuje specifickou spotřebu paliva neforsážního režimu a výrazně prodlužuje dolet MiG-31 oproti jeho předchůdci MiG-25. Motor ale letounu poskytuje také dobré výškově-rychlostní charakteristiky s maximální rychlostí 3000 km/h v rozsahu výšek 11 až 21 km a údajně až 1500 km/h v blízkosti země. Další výhoda dvouproudového schématu je nižší tepelné vyzařování směrem do draku letounu. Zajímavostí je, že toto dovolilo odstranit pětikilový stříbrný potah tepelného štítu, který byl použit u MiG-25. D-30F6 je první sovětský dvouproudový motor s přídavným spalováním. Během více než čtvrtstoletí používání prokázal svou spolehlivost při širokém rozsahu klimatických podmínek.
U motoru je kladen důraz na spolehlivost a bezporuchovost. Používá řadu zálohovaných systému pro zamezení nebo včasné odhalení nebezpečných jevů. Je to systém ochrany proti překročené maximálních otáček nízkotlakého kompresoru, systém proti překročení maximální teploty plynů za turbínou, systém ochrany před přehřátím turbíny při spouštění, systém odledování vstupního věnce nízkotlakého kompresoru, protipumpážní systém a další. Elektronický řídící systém je pro případ poruchy elektroniky zálohován systémem hydraulickým. Přímo v místě provozu je po nasátí cizího objektu možné vyměnit poškozené lopatky prvního stupně vysokotlakého kompresoru a celý modul nízkotlakého kompresoru.
Vedle základního D-30F6 pro MiG-31 vzniklo i několik dalších modifikací, mimo jiné také pro experimentálním dvoumotorový S-37 (Su-47) a výškový pozdvukový dvoumotorový letounu M-55. V prvním případě se údajně jednalo o verzi D-30F11. Ve druhém případě šlo o bezforsážní derivát D-30V12 o tahu 9000 kp (88,2 kN). Letoun M-55 vzlétl poprvé v roce 1988, při letech v extrémních podmínkách motory spolehlivě pracovaly i při teplotě okolního vzuchu -92°C. Některé uvažované (není jisté, zda realizované) deriváty měly odpovídat požadavkům na pohonnou jednotku letounů 5. generace, mimo jiné zvýšeným tahem.
Motor D-30F6 posloužil jako základ pro motor D-21A1. Jde o dvouproudový motor s nadzvukovou tryskou pro pohon vysokolétajícího nadzvukového bizz-jetu S-21. Motor má konstrukční schéma téměř totožné se svým předchůdcem, nemá však komoru přídavného spalování, byl kladen důraz na snížení emisí, hluku a vlivu na ozónovou vrstvu. Jednou z výhod nového motoru byla krátká doba a tedy i nízká cena vývoje, která by měla příznivý vliv na jednotkovou cenu motoru. Se třemi D-21A1 se uvažovalo u jedné z variant letounu, konkurencí byly mimo jiné i britské motory od firmy Rolls-Royce. Počátkem 90. let se pro práci na projektu ke kanceláři Suchoj připojila firma Gulfstream Aerospace. Ta však později odstoupila, díky technickým problémům a nedostatku financí byly projekt S-21 zrušen.
Sériová výroba D-30F6 byla ukončena, celkem vzniklo přibližně 1500 motorů. Dnes se Aviadvigatěl v souvislosti s těmito motory zabývá především prodlužováním jejich životnosti.
 |
 |
 |
| MiG-31 | S-37 | S-21 |
| Tah motoru na maximálním režimu (H=0, M=0, t=15°C) | 9500 kp (93,16 kN) |
| Tah motoru na plném forsážním režimu (H=0, M=0) | 15500 kp (152 kN) |
| Specifická spotřeba paliva na maximálním režimu | 0,72 kg.kp-1.h-1 |
| Specifická spotřeba paliva na forsážním režimu | 1,9 kg.kp-1.h-1 |
| Maximální teplota plynů před turbínou | 1387 °C |
| Průtokové množství vzduchu | 150 kg.s-1 |
| Stupeň stlačení na nízkotlakém kompresoru | 3 |
| Stupeň stlačení na vysokotlakém kompresoru | 7,05 |
| Celkový stupeň stlačení | 21,15 |
| Obtokový poměr | 0,57 |
| Průměr vstupu vzduchu | 1020 mm |
| Celková délka | 7040 mm |
| Suchá hmotnost motoru | 2416 kg |
| Maximální rychlost letu | M=2,83 |
| Tah motoru na vzletovém režimu (H=0, M=0) | 5330 kp (52,27 kN) |
| Maximální tah motoru ve výšce (H=12 km, M=1,2) | 2890 kp (28,44 kN) |
| Tah motoru při pozdvukovém cestovním režimu (H=11 km, M=0,9) | 1030 kp (10,1 kN) |
| Tah motoru při max. nadzvukovém cestovním režimu (H=15,8 km, M=2) | 2380 kp (23,34 kN) |
| Specifická spotřeba paliva na podzvukovém cestovním režimu | 0,95 kg.kp-1.h-1 |
| Specifická spotřeba paliva na max. nadzvukovém cest. režimu | 1,19 kg.kp-1.h-1 |
| Průměr vstupu vzduchu | 1020 mm |
| Celková délka | 4837 mm |
| Suchá hmotnost motoru | 2100 kg |
| Průtokové množství vzduchu | 153 kg.s-1 |
| Stupeň stlačení na nízkotlakém kompresoru 1) | 2,99 |
| Celkový stupeň stlačení | 20,15 |
| Obtokový poměr 2) | 0,83 |
| Maximální teplota plynů před turbínou 2) | 1266 °C |
Některé zdroje použitých informací a obrázků:
Poslední aktualizace: 2.4.2008
Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište
Zpět na homepage www.leteckemotory.cz