R-13F-300

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Tretia generácia stíhacích lietadiel MiG-21, reprezentovaná stíhacím variantom lietadla MiG-21 MF a cvičným variantom MiG-21UM, sa oproti pôvodnému stíhaciemu lietadlu MiG-21F značne odlišovali svojou konštrukciou, výzbrojou a prístrojovým vybavením. Tieto zmeny sa však nepriaznivo prejavili v pomere hmotnosti lietadla a ťahu motora, čo bolo nutné riešiť zvýšením ťahu motora. Pôvodný letecký turbokompresorový prúdový motor R-11F-300 bol však už na hranici svojich technických možností a  neumožňoval ďalšie zvyšovanie výkonov. V konštrukčnej kancelárii SERGEJA KONSTANTOVIČA TUMANSKÉHO sa rozhodli riešiť tento problém zásadnou rekonštrukciou motora R-11F2S-300 a jeho regulačnej sústavy pod vedením hlavného konštruktéra GAVRILOVA. Konštruktéri zásadne zmenili konštrukciu vstupného ústrojenstva, vysokotlakového kompresora a difúzora komory prídavného  spaľovania. Podstatne bola zmenená palivovo-regulačná sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory použitím nového palivového čerpadla-regulátora NR-54. Pridaním ďalších dvoch stupňov vysokotlakového kompresora došlo k zvýšeniu maximálnej dodávky vzduchu o 2,8 %, k zvýšeniu ťahu na režime prídavného spaľovania o 7 % pri zvýšení hmotnosti motora len o 3,2 % a pri takmer rovnakej špecifickej spotrebe paliva. Takto upravené motory dostali nové označenie R-13F-300.

Letecké turbokompresorové prúdové motory R-13F-300 po ich úspešnom zavedení v stíhacích lietadlách MiG-21MF boli pri generálnych opravách inštalované aj do stíhacích lietadiel MiG-21MA a cvičných lietadiel MiG-21UM. Na motor R-13F-300 nadviazal GAVRILOVOM modernizovaný motor R-25. U motora bol použitý zvýšený podiel titanových zliatin. Motor R-25 dosahoval vyšší celkový stupeň stlačenia π_KC = 9,55, nižšiu špecifickú spotrebu paliva, vyšší ťah na maximálnom režime F_T,max. = 47 577 N a vyšší ťah na režime prídavného spaľovania F_T,PS = 69 638 N. Motor R-25, ktorý je zameniteľný s motorom R-13F-300, je použitý u lietadiel MiG-21BIS a Su-15T. Čínska kópia motorov R-13F-300 s maximálnym ťahom F_T.PS = 65,9 kN, označená TRDF WP-13A, slúžila na pohon modernizovaného variantu ťažkého dvojmotorového stíhacieho lietadla SAC F-8 II” (v kóde NATO “FINBACK B”). Zdokonalený variant motora s ťahom F_T,PS = 68,67 kN, použitý u variantu lietadla SAC F-8 IIM, dostal označenie TRDF WP-13B.

Prvé stíhacie lietadla MiG-21MF s motormi R-13F-300 boli do výzbroje československého vojenského letectva zaradené v roku 1971.

Motor R-13F-300 pred 28. deliacou priehradou lietadla MiG-21MF;
Motor R-13F-300 pred montážou do lietadla MiG-21MF.

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-13F-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-13F-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s  trojstupňovým nízkotlakovým a päťstupňovým vysokotlakovým axiálnym kompresorom s odberom vzduchu pre sústavu ofukovania hraničnej vrstvy na vztlakových klapkách, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, jednostupňovou vysokotlakovou chladenou plynovou turbínou, jednostupňovou nízkotlakovou nechladenou plynovou turbínou, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou so skokovou reguláciou kritického priemeru na režimoch bez prídavného spaľovania a plynulou reguláciou kritického priemeru na režimoch so zapnutým prídavným spaľovaním.

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-13F-300 je použitý u stíhacieho lietadla MiG-21MF (v kóde NATO FISHBED J) a cvičného lietadla MiG-21UM (v kóde NATO MONGOL B).

MiG-21MF

Su-15TM

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA R-13F-300

KONŠTRUKCIA  MOTORA R-13F-300

Kompresor

Kompresor motora R-13F-300 je jednoprúdový, axiálny, dvojrotorový, osemstupňový, tvorený nízkotlakovou a vysokotlakovou časťou.

Nízkotlaková časť kompresora je trojstupňová, axiálna s nadzvukovými  rotorovými  lopatkami. Rotor nízkotlakového kompresora sa skladá z diskového prvého stupňa, ktorý je spojený s diskobubnovým druhým a tretím stupňom. Hriadeľ rotora nízkotlakového kompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku a na strednom vloženom guličkovom ložisku. Vstupný aerodynamický kryt je ohrievaný horúcim vzduchom z priestoru za kompresorom motora.

Vysokotlaková časť kompresora je päťstupňová, axiálna. Rotor vysokotlakového kompresora je diskobubnovej konštrukcie. Hriadeľ rotora vysokotlakového kompresora je uložený na hlavnom dvojradovom guličkovom ložisku a valčekovom ložisku rotora vysokotlakovej plynovej turbíny.

Stator kompresora motora sa skladá z vírivého prstenca, telesa prvého stupňa s telesom predného valčekového ložiska, telesa druhého a tretieho stupňa, telesa štvrtého až siedmeho stupňa, zadného telesa kompresora s usmerňovacími lopatkami ôsmeho stupňa a telesa ložísk. Ku konštrukcii draka lietadla sa upevňuje motor pomocou dvoch upevňovacích čapov, umiestnených na zadnom telese kompresora.

Zvýšenie zásoby stabilnej práce kompresora zabezpečuje vírivý prstenec, dvojhriadeľové usporiadanie kompresora motora a dva odpúšťacie ventily vzduchu, ktoré sú uzatvárané tlakom vzduchu v kompresore motora.

Rez kompresora.

Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora R-13F-300 je priamoprúdová, zmiešaného typu. Skladá sa z vonkajšieho plášťa, desiatich rúrkových plamencov s duplexnými palivovými dýzami, prešľahových rúrok,. dvoch zapaľovačov, odpadového ventilu a vnútorného plášťa. Prívod paliva do plamencov zabezpečuje desať duplexných palivových dýz v závislosti na tlaku paliva na výstupe z čerpadla-regulátora NR-54. Medzi rúrkovým plamencom č. 1 a č. 2  a  plamencom č. 9 a  č. 10 sú umiestnené dva zapaľovače, ktoré zabezpečujú zapálenie zmesi paliva a vzduchu v plamencoch pri spúšťaní motora na zemi a počas letu. Prenos plameňa do ostatných rúrkových plamencov zabezpečujú prešľahové rúrky, ktoré vzájomne prepojujú jednotlivé plamence. Vzduch, privádzaný od kompresora motora, sa v hlavnej spaľovacej komore rozdeľuje na dva prúdy v pomere 30% : 70%. Primárny prúd vzduchu sa pri vstupe do plamencov rozvíruje pomocou lopatkových víričov. Sekundárny prúd vzduchu obteká plamene, ochladzuje ich a na výstupe z hlavnej spaľovacej komory sa zmiešava s produktmi horenia. Výstup plynov z hlavnej spaľovacej komory do plynovej turbíny zabezpečuje zberač plynov.

Rez hlavnej spaľovacej komory.

Plynová turbína

Plynová turbína motora R-13F-300 je axiálna, dvojhriadeľová, dvojstupňová, reakčného typu. Skladá sa z vysokotlakovej a nízkotlakovej časti. Vysokotlaková plynová turbína je jednostupňová s chladenými usmerňovacími lopatkami prvého stupňa. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny zabezpečuje pohon vysokotlakového kompresora a agregátov motora. Usmerňovacie lopatky vysokotlakovej plynovej turbíny sú chladené sekundárnym prúdom vzduchu z priestoru hlavnej spaľovacej komory. Usmerňovanie chladiaceho vzduchu v dutine usmerňovacích lopatiek zabezpečujú plechové deflektory. Zo 40 usmerňovacích lopatiek je 10 usmerňovacích lopatiek intenzívnejšie chladených z dôvodu väčšieho tepelného zaťaženia. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. S rotorom vysokotlakového kompresora je rotor vysokotlakovej plynovej turbíny spojený pomocou spojky. Uloženie celého rotora turbokompresora vysokého tlaku zabezpečuje hlavné dvojité guličkové ložisko a zadné valčekové ložisko plynovej turbíny. Nízkotlaková plynová turbína je jednostupňová s nechladenými lopatkami. Zabezpečuje pohon nízkotlakového kompresora motora. Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. Rotorové lopatky sú z  dôvodu zníženia vibrácií vzájomne prepojené drôtenou bandážou. Spojenie rotora nízkotlakovej plynovej turbíny s  rotorom nízkotlakého kompresora zabezpečuje spojka. Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je uložený na prednom guličkovom ložisku a zadnom valčekovom ložisku.

Výstupná sústava

Výstupná sústava motora R-13F-300 sa skladá z difúzora komory prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a regulovateľnej výstupnej dýzy. V priestore difúzora komory prídavného spaľovania sú umiestnené tri stabilizátory plameňa, tri palivové rampy s palivovými dýzami a zapaľovacia komôrka. Predĺžovacia rúra prepojuje difúzor komory prídavného spaľovania s regulovateľnou výstupnou dýzou. Pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania v nej prebieha proces horenia zmesi paliva a plynu. Regulovateľná výstupná dýza motora zabezpečuje zmenu kritického priemeru výstupnej dýzy motora v rozsahu od D_5,min. = 535 mm do D_5,max. = 675 mm podľa stanoveného programu. Zmenu polohy segmentov regulovateľnej výstupnej dýzy zabezpečuje silový prstenec, ktorý je ovládaný troma hydraulickými pracovnými valcami, napájanými tlakovou hydraulickou kvapalinou z hlavnej hydraulickej sústavy lietadla na základe elektrohydraulickej sústavy ovládania výstupnej dýzy EGSU-1A.

Stabilizátory plameňa komory prídavného spaľovania.

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora R-13F-300 zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od rotora vysokého tlaku a rotora nízkeho tlaku na jednotlivé agregáty motora a draka lietadla, ktoré sú umiestnené na telese skrine pohonov. Skriňa pomocných pohonov je umiestnená v spodnej časti motora a upevnená skrutkami ku konzole vonkajšieho plášťa hlavnej spaľovacej komory. Ku skrini pohonov je upevnené palivové čerpadlo-regulátor NR-54, palivové čerpadlo-regulátor NR-22F-2, hydraulické čerpadlo NP-34-1T hlavnej hydraulickej sústavy, hydraulické čerpadlo NP-34-1T sústavy hydraulických zosilňovačov, dodávacie palivové čerpadlo DCN-44DT, štartér-generátor GSR-ST-12000VT, olejový agregát, odstredivý odlučovač vzduchu, odstredivý odvzdušňovač, generátor striedavého prúdu SGO-8 a vysielač otáčok rotora vysokého tlaku n₂. Odsávacie olejové čerpadlo prednej opory a vysielač otáčok rotora nízkeho tlaku n₁ sú umiestnené samostatne pod predným telesom kompresora motora.

SÚSTAVY MOTORA R-13F-300

Olejová sústava

Olejová sústava motora R-13F-300 je tlaková, cirkulačná, uzatvorená,  s  priamym odvzdušnením do výšky  H = 12000 m  a  pretlakovaním vzduchom vo výškach nad H > 12000 m. Olejová sústava motora zabezpečuje mazanie a chladenie ložísk a ozubených prevodov v skrini pohonov. Olejovú sústavu tvorí  olejová nádrž,  palivoolejový agregát, olejový agregát,  olejové dýzy,  odsávacie olejové čerpadlo predného ložiska motora,  odstredivý odlučovač vzduchu, odstredivý odvzdušňovač, vysielač nečistôt, vysielač teploty oleja a vysielač tlaku oleja. Pracovný tlak oleja je p_o = 0,4+0,05 MPa. Použitý druh oleja MK-8P.

Palivová sústava

Palivová sústava motora R-13F-300 zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do motora v závislosti na zvolenom režime činnosti motora a podmienkach letu lietadla.     Palivovú sústavu motora tvorí palivová sústava nízkeho tlaku paliva, spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory, palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory, spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania, palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania a odpadová palivová sústava. Zo spotrebnej palivovej nádrže lietadla sa palivo dodáva elektrickým dodávacím palivovým čerpadlom cez požiarny kohút, dodávacie palivové čerpadlo DCN-44DT, palivoolejový agregát, palivový čistič na vstup čerpadla-regulátora NR-54 a čerpadla-regulátora NR-22F-2. Palivová sústava nízkeho tlaku paliva zabezpečuje čistenie paliva na vstupe do palivovej sústavy motora a zvýšenie tlaku paliva pred vstupom do agregátov palivovej sústavy motora.

Spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje dodávku paliva do dvoch zapaľovačov pri spúšťaní motora v závislosti na tlaku vzduchu za celkovým kompresorom motora p_2c. Palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory motora zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz v hlavnej spaľovacej komore vo všetkých režimoch činnosti motora. Základným agregátom je čerpadlo-regulátor NR-54, ktoré reguluje dodávku paliva  do  hlavnej spaľovacej komory  podľa  základného regulačného zákona Q_p,HSK = f(n₁).

Spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania zabezpečuje dodávku paliva do zapaľovacej komôrky v komore prídavného spaľovania pri spúšťaní režimu prídavného spaľovania. Palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz komory prídavného spaľovania pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania. Reguláciu dodávky paliva do komory prídavného spaľovania realizuje čerpadlo-regulátor NR-22F-2 podľa základného regulačného zákona Q_p,KPS = f(p₂^´/p₄). Čerpadlo-regulátor NR-22F-2 v spolupráci s  čerpadlom-regulátorom NR-54 zabezpečuje obmedzovanie maximálnych otáčok vysokotlakového rotora podľa regulačného zákona n_2,max. = konšt.

Odpadová palivová sústava zabezpečuje odvod nespáleného paliva z hlavnej spaľovacej komory a  komory prídavného spaľovania do odpadovej nádrže. Motor pracuje s palivom PL-6 a PL-7.

Odpadová sústava

Odpadová sústava motora R-13F-300 zabezpečuje odvod nespáleného paliva, oleja a hydraulickej kvapaliny,  ktorá presakuje cez tesnenia agregátov, a odvod konzervačnej kvapaliny pri odkonzervovaní motora. Odpadové kvapaliny sú odvádzané do predného zberača, zadného zberača, zadného zberača komory prídavného spaľovania do odpadovej nádrže motora. Obsah odpadovej nádrže je pri činnosti motora odsávaný ejekčným účinkom vystupujúcich plynov z motora do priestoru výstupnej dýzy motora a spaľovaný v prúde vystupujúcich plynov.

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora R-13F-300 zabezpečuje zmenu kritického priemeru výstupnej dýzy motora v závislosti na otáčkach vysokotlakového rotora n₂ a na polohe páky ovládania motora α _POM podľa stanoveného programu. Sústavu ovládania výstupnej dýzy motora tvoria silové prvky, elektrohydraulické prvky a elektrické prvky elektrohydraulickej sústavy ovládania výstupnej dýzy EGSU-1A. Ovládanie silového prstenca výstupnej dýzy zabezpečujú tri hydraulické pracovné valce, napájané tlakovou hydraulickou kvapalinou s tlakom p = 21 MPa z hlavnej hydraulickej sústavy lietadla. Synchronizáciu pri vysúvaní a zasúvaní piestníc hydraulických pracovných valcov zabezpečuje šesť synchronizačných ventilov. Riadenie činnosti sústavy ovládania výstupnej dýzy motora zabezpečuje panel riadenia PURT-1F, blok riadenia BU-4B a elektrohydraulický ventil GA-164 podľa regulačného zákona D₅ = f(n₂, α_POM). Elektrohydraulická sledovacia sústava zabezpečuje spätnú väzbu. Signalizácia polohy výstupnej dýzy je v kabíne lietadla zabezpečená signalizačným tablom.

Odmrazovacia sústava motora

Odmrazovacia sústava motora R-13F-300 zabezpečuje ochranu vstupnej časti motora pred vznikom námrazy. V odmrazovacej sústave sa na ohrev aerodynamického krytu kompresora využíva horúci vzduch, odoberaný z priestoru za kompresorom motora.

Sústava odberu vzduchu z motora

Sústava odberu vzduchu z motora R-13F-300 zabezpečuje dodávku vzduchu z  priestoru telesa hlavnej spaľovacej komory pre potreby motora a draka lietadla. Na telese hlavnej spaľovacej komory sa nachádza 14 odberových miest vzduchu. Jedno odberové miesto je umiestnené na telese komory prídavného spaľovania motora a slúži pre odber tlaku plynu p_4c do regulačnej sústavy motora. Odoberaný vzduch z motora slúži pre potreby regulačnej sústavy motora, odmrazovacej sústavy, pretlakovania olejových tesnení a klimatizačnej sústavy lietadla. Časť odoberaného vzduchu z  priestoru za kompresorom sa využíva pre sústavu SPS (SDUV POGRANIČNOVO SLOJA”), ktorá zabezpečuje ofukovanie vztlakových klapiek lietadla, čím sa dosahuje zníženie pristávacej rýchlosti lietadla o 20 až 30 km.h^-1.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora R-13F-300 zabezpečuje spúšťanie motora na zemi a počas letu a zapnutie režimu prídavného spaľovania. Spúšťacia sústava motora je elektrická. Tvorí ju štartér-generátor GSR-ST-12000 VT, spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory, spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania, elektrická sústava motora a kyslíková sústava motora. Pri spúšťaní motora na zemi sa po pripojení na zdroj elektrického prúdu štartér-generátor GSR-ST-12000VT roztáča a cez dvojrýchlostný pohon a skriňu pohonov roztáča rotor turbokompresora vysokého tlaku. Po dosiahnutí voľnobežných otáčok motora dvojrýchlostný pohon prepína štartér-generátor GSR-ST-12000VT zo spúšťacieho režimu na generátorový režim, v ktorom dodáva jednosmerný prúd do palubnej siete lietadla. Spúšťacia palivová sústava hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje v priebehu spúšťania regulovanú dodávku paliva do dvoch zapaľovačov v hlavnej spaľovacej komore motora v závislosti na celkovom tlaku vzduchu za kompresorom motora “p_2c” pomocou elektrohydraulického ventilu MKPT-9AF.

Kyslíková sústava motora dodáva kyslík do zapaľovačov hlavnej spaľovacej komory motora pri spúšťaní motora počas letu. Kyslíková sústava pracuje s tlakom kyslíka p = 0,9 až 1,05 MPa. Spúšťanie komory prídavného spaľovania zabezpečuje zapaľovacia komôrka, ktorá je umiestnená vo vnútornom priestore kužeľa difúzora komory prídavného spaľovania. Palivo do zapaľovacej komôrky dodáva spúšťacia palivová sústava komory prídavného spaľovania. Zapálenie paliva v zapaľovačoch hlavnej spaľovacej komory a v zapaľovacej komôrke komory prídavného spaľovania zabezpečujú vysokonapäťové zapaľovacie sviečky.

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora R-13F-300 v kabíne lietadla MiG-21MF sa vykonáva pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok motora ITE-2, ukazovateľa výstupných plynov TVG-1, ukazovateľa tlaku oleja UII-8TR a ukazovateľ spotrebomeru RTS-16A-4. Signalizáciu niektorých režimov činnosti motora zabezpečuje svetelné tablo zelenej farby „ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ“, svetelné tablo „МАКСИМАЛ“, svetelné tablo zelenej farby „ФОРСАЖ“, svetelné tablo zelenej farby „ВТОРАЯ  ФОРСАЖ“ a svetelné tablo zelenej farby „СТВОРКИ РС. ОТКР.“. Vznik požiaru signalizuje červené signalizačné tablo „ПОЖАР“ a poruchu olejovej sústavy signalizuje červené signalizačné tablo „МАСЛО“.

Na záznam parametrov letu lietadla MiG-21MF, jeho sústav a činnosti motora R-13F-300 sa používa záznamové zariadenie SARPP-12GM, ktoré zaznamenáva 6 analógových signálov a 6 diskrétnych signálov. Analógovým signálom sa zaznamenáva priebeh zmeny otáčok motora. Diskrétnym signálom sa zaznamenáva okamžik zapnutia maximálneho režimu a režimu prídavného spaľovania.

TABUĽKA REŽIMOV  MOTORA  R-13F-300

Poznámka:

1. Režim 2. prídavného spaľovania sa automatický zapína počas letu pri dosiahnutí rýchlosti M = 1,5 a zapnutom režime 1. prídavného spaľovania.
2. Doba akcelerácie z voľnobežného režimu na otáčky n₁ = 99 % je 9,2´´ až 12,7´´ podľa teploty t_H.
3. Doba akcelerácie z otáčok n₁ = 85 % na otáčky n₁ = 99 % je 5,5´´ až 7,5´´.
4. Maximálny prekmit teploty výstupných plynov t_4c po dobu 5´´ je t_4c,max. = 800°C.
5. Maximálny prekmit otáčok n₁ pri akcelerácii na režim prídavného spaľovania n_1,max. = 106,5 % po dobu 5´´.
6. Maximálny prekmit otáčok n₁ pri akcelerácii na maximálny režim n_1,max. = 103 % po dobu 5´´.

Některé zdroje použitých informací a obrázků:

• http://www.mig-21.de
• monografie MiG-21MF z řady LockOn, 4+ apod.

Poslední aktualizace: 9.8.2007

Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište

Zpět na homepage www.leteckemotory.cz

© Zdeněk Kussior