Aj napriek veľkým úspechom, ktoré dosiahli jednotlivé varianty lietadla MiG-21, bolo už v priebehu šesťdesiatych rokov jasné, že ďalšie modernizácie lietadla MiG-21 s prúdovými motormi rady R-11 a motormi R-13 nebudú schopné plniť požiadavky kladené na stíhacie lietadlá v sedemdesiatych a osemdesiatych rokoch.
Už v priebehu roka 1962 bola konštrukčná kancelária A. I. MIKOJANA zoznámená s takticko-technickými požiadavkami na stíhacie lietadlo novej generácie, ktoré boli definované sovietskym vojenským letectvom. Vývoj nového stíhacieho lietadla začal ešte pod vedením A. I. MIKOJANA. Po jeho smrti pokračovala konštrukčná kancelária vo vývojových prácach pod vedením hlavného konštruktéra R. BELJAKOVA.
Vývoj nového stíhacieho lietadla prebiehal dvoma smermi. Jedna koncepcia uvažovala pri skracovaní dĺžky štartu okrem hlavného motora R-27-300 aj s použitím dvoch zdvihových motorov RD-36-35, umiestnených v trupe lietadla. Prvé predvedenie prototypu tohto lietadla 23-01 (v kóde NATO „FAITHLESS“) sa konalo 9.7.1967 pri leteckej prehliadke v Domodevove. Toto konštrukčné riešenie sa neosvedčilo a ďalší vývoj bol zastavený. Druhá koncepcia vychádzala z použitia meniteľnej geometrie krídla. Prototyp tohto stíhacieho lietadla MiG-23 pre pohon používal jednoprúdový letecký turbokompresorový motor R-27F-300 z konštrukčnej kancelárie SERGEJA KONSTANTINOVIČA TUMANSKÉHO. Jeho hlavným konštruktérom bol K. R. CHAČATUROV. Lietadlo malo možnosť meniť uhol šípu krídla v rozsahu od 16° do 72°. Prvý skúšobný let prototypu lietadla 23-11 sa uskutočnil 10. 6. 1967. Pri skúškach lietadla s použitím zbraňových systémov sa objavili problémy s nestabilnou činnosťou prúdového motora, ku ktorej dochádzalo v dôsledku nedokonalej funkcie bočných vstupných ústrojenstiev draka lietadla. V priebehu skúšok prototypu stíhacieho lietadla MiG-23 bol použitý nový variant jednoprúdového motora R-27F2-300. Jeho ďalšou modernizáciou vznikol variant R-27F2M-300, ktorý bol 28.5.1969 vyskúšaný na lietadle skúšobným pilotom A. V. FEDOTOVOM. Tento variant stíhacieho lietadla dostal nové označenie MiG-23 (v kóde NATO „FLOGGER A“). Výroba tohto variantu stíhacieho lietadla prebiehala od jari 1969 do konca roka 1970. Počas tejto doby bolo vyrobených približne 50 lietadiel tohto variantu.
Letecký turbokompresorový prúdový motor R-27F2M-300 konštrukčne vychádzal z jednoprúdového dvojhriadeľového motora R-11F-300, ktorý slúžil na pohon variantu lietadla MiG-21F. Sériová výroba motorov R-27F2M-300 prebiehala v MOSKOVSKOM VÝSKUMNOM A VÝROBNOM CENTRE S. K. TUMANSKÉHO.
Letecký turbokompresorový prúdový motor R-27F2M-300 bol použitý aj u cvičného a bojového variantu lietadla MiG-23UB (výrobok „23-51“) (v kóde NATO „FLOGGER C“). Toto lietadlo je dvojmiestnym variantom stíhacieho lietadla MiG-23. Bolo dokončené v marci 1969. V máji 1969 skúšobný pilot M. M. KOMAROV urobil prvý zálet lietadla MiG-23UB. Po ukončení prototypových skúšok v roku 1970 bolo lietadlo MiG-23UB zaradené do sériovej výroby, ktorá pokračovala až do roku 1978 v Irkutsku.
Cvičné a bojové lietadlá MiG-23UB (UB – „УЧЕБНО – БОЕВОЙ“) boli zaradený do výzbroje československého vojenského letectva spolu so stíhacími lietadlami MiG-23MF a stíhacími-bombardovacími lietadlami MiG-23BN postupne od roku 1978. Československé vojenské letectvo používalo sedem cvičných a bojových lietadiel MiG-23UB s jednoprúdovými motormi R-27F2M-300. Po rozdelení ČSFR v roku 1993 na základe dohody o delení majetku československej armády ostali všetky lietadlá typu MiG-23MF, MiG-23ML, MiG-23BN a MiG-23UB v českej armáde.
R-27V-300 byl vyvinut pod vedením hlavního konstruktéra J. I. Gusjeva nejprve pro VTOL letoun Jak-36M. Motor nemá regulovatelnou trysku, má však zdvojené pohyblivé výstupní roury, ovládané synchronně hydraulicky. Motory R-27V-300 byly vyráběny v Rybinském závodě a použivaly, či stále používají, je VTOL letouny Jak-36M a Jak-38.Letecký turbokompresorový prúdový motor R-27F2M-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový motor s jedenásťstupňovým axiálnym kompresorom, prstencovou hlavnou spaľovacou komorou, dvojstupňovou axiálnou chladenou plynovou turbínou reakčného typu, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania a plynulo regulovateľnou výstupnou dýzou.
Ťah motora na maximálnom režime | FT,max. = 68,67 kN |
Ťah motora na režime prídavného spaľovania | FT,PS = 100,06 kN |
Otáčky nízkotlakového rotora na maximálnom režime | n1,max. = 8200±41 min.-1 |
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínou | t3c,max. = 1075°C |
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínou | t4c,max. = 890°C |
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režime | cm,max. = 0,0999+0,003 kg.N-1.h-1 |
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovania | cm,PS = 0,213 kg.N-1.h-1 |
Maximálny stupeň stlačenia kompresora | πKC = 12 |
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režime | Qv = 95 kg.s-1 |
Celková dĺžka motora | L = 4975 mm |
Vstupný priemer motora | D1 = 812 mm |
Celková hmotnosť motora | Gmax. = 1886+2% kg |
Kompresor motora R-27F2M-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový, axiálny, jedenásťstupňový, ktorý sa skladá z nízkotlakovej a vysokotlakovej časti.
Nízkotlaková časť kompresora je päťstupňová. Rotor nízkotlakového kompresora je diskobubnovej konštrukcie. Prvý stupeň nízkotlakového kompresora je nadzvukový, konzolovo upevnený k hriadeľu. Disky druhého až piateho stupňa vytvárajú diskobubnovú konštrukciu. Hriadeľ rotora nízkotlakového kompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku a na zadnom valčekovom ložisku.
Vysokotlaková časť kompresora je šesťstupňová. Rotor vysokotlakového kompresora je diskobubnovej konštrukcie. Hriadeľ rotora vysokotlakového kompresora je uložený na prednom hlavnom zdvojenom guličkovom ložisku a na valčekovom ložisku hriadeľa vysokotlakovej plynovej turbíny. Z hriadeľa vysokotlakového kompresora sa pomocou kužeľového centrálneho pohonu krútiaci moment odvádza do skrine pomocných pohonov.
Stator kompresora motora sa skladá z telesa prvého stupňa, telesa druhého stupňa, telesa tretieho a štvrtého stupňa, telesa piateho stupňa, telesa šiesteho až desiateho stupňa a telesa jedenásteho stupňa. K telesu prvého stupňa kompresora je upevnené teleso vírivého prstenca, ktorý slúži na zvýšenie zásoby stabilnej práce kompresora spolu s dvojhriadeľovým usporiadaním kompresora motora.
Hlavná spaľovacia komora motora R-27F2M-300 je prstencového typu. Pozostáva z telesa, plamenca, palivových rámp prívodu paliva do palivových dýz, 18 palivových dýz, odpadového ventilu, plášťa difúzora a dvoch zapaľovačov. V prednej časti plamenca je vytvorených 18 hlavíc, v ktorých sú vyrobené lopatkové víriče s otvormi pre kĺzne uloženie palivových dýz.
Plynová turbína motora R-27F2M-300 je axiálna, dvojhriadeľová, dvojstupňová, chladená, reakčného typu.
Vysokotlaková plynová turbína je jednostupňová, jednohriadeľová, reakčného typu s chladenými usmerňovacími lopatkami a rotorovými lopatkami. Chladenie usmerňovacích lopatiek a rotorových lopatiek vysokotlakovej plynovej turbíny zabezpečuje chladiaci vzduch, privádzaný zo sekundárneho prúdu vzduchu v hlavnej spaľovacej komore. Množstvo chladiaceho vzduchu reguluje mechanizmus sústavy dodávky chladiaceho vzduchu v závislosti na teplote plynu za plynovou turbínou „t4c“.
Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. Pomocou spojky je hriadeľ vysokotlakovej plynovej turbíny spojený s hriadeľom vysokotlakového kompresora. Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je uložený na hlavnom dvojradovom guličkovom ložisku a na valčekovom ložisku.
Nízkotlaková plynová turbína motora je jednostupňová, jednohriadeľová, reakčného typu s chladenými usmerňovacími lopatkami a nechladenými rotorovými lopatkami. Chladenie usmerňovacích lopatiek nízkotlakovej plynovej turbíny zabezpečuje chladiaci vzduch zo sekundárneho prúdu vzduchu v hlavnej spaľovacej komore.
Hriadeľ rotora nízkotlakovej plynovej turbíny je pomocou spojky spojený s hriadeľom nízkotlakového kompresora. Je uložený na medzihriadeľovom guličkovom ložisku a na zadnom valčekovom ložisku. Chladenie ložísk plynovej turbíny zabezpečuje cirkulujúci olej a chladiaci vzduch, odoberaný od 5. stupňa kompresora, ktorý zároveň pretlakuje olejové tesnenia.
Výstupnú sústavu motora R-27F2M-300 tvorí difúzor komory prídavného spaľovania, predĺžovacia rúra a regulovateľná výstupná dýza.
Difúzor komory prídavného spaľovania sa skladá z vonkajšieho a vnútorného plášťa, ktoré sú medzi sebou spojené trinástimi rebrami, troma kruhovými stabilizátormi plameňa, tromi kruhovými palivovými rampami a dvoma zapaľovačmi.
Predĺžovacia rúra je teleskopicky spojená s difúzorom komory prídavného spaľovania. Pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania v predĺžovacej rúre prebieha proces horenia zmesi paliva a plynu. Na druhom konci predĺžovacej rúry je upevnená regulovateľná výstupná dýza motora.
Motor R-27F2M-300 má nadzvukovú výstupnú dýzu ejektorového typu s plynulou zmenou kritického prierezu dýzy na všetkých režimoch činnosti motora. Výstupná dýza sa skladá z dvoch častí. Prvú časť tvorí zužujúca sa časť výstupnej dýzy, ktorá je súčasťou motora. Druhú časť tvorí rozširujúca sa časť, ktorá je súčasťou konštrukcie draka lietadla MiG-23UB.
Výstupná dýza motora sa skladá z 36 segmentov, ktoré sa prestavujú pomocou silového prstenca, ovládaného šiestimi hydraulickými pracovnými valcami. Do hydraulických pracovných valcov sa privádza tlakové palivo, ktoré je dodávané z regulačnej sústavy ovládania výstupnej dýzy. Synchronizáciu činnosti hydraulických pracovných valcov zabezpečuje pružný hriadeľ, umiestnený priamo v palivovom potrubí prívodu tlakového paliva k pracovným valcom.
Kritický priemer výstupnej dýzy motora sa mení v rozsahu od D5,kr. = 600 mm do D5,kr. = 850+10-5 mm.
Skriňa pohonov motora R-27F2M-300 zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od rotora vysokého tlaku a rotora nízkeho tlaku na jednotlivé agregáty motora a draka lietadla, ktoré sú upevnené na telese skrine pohonov.
Od hriadeľa kompresora nízkeho tlaku sa krútiaci moment prenáša na odsávacie olejové čerpadlo prednej opory a na vysielač otáčok rotora nízkeho tlaku „DTE-1“. Zároveň sa krútiaci moment prenáša na pohon regulátora otáčok rotora nízkeho tlaku „n1“ automatu dodávky paliva „ADT-55A“.
Od hriadeľa kompresora vysokého tlaku sa krútiaci moment prenáša do skrine pohonov, z ktorej sa dostáva na palivové čerpadlo-vysielač „ND-55A“, palivové odstredivé čerpadlo „CN-55A“, palivové odstredivé dodávacie čerpadlo „DCN-64A“, dve hydraulické čerpadlá „NP-70A-3“, dynamo „GSR-ST-18/70KIS“, vysielač otáčok vysokotlakového rotora „DTE-1“, pohon hydraulického regulátora otáčok „PGL-30M“ s generátorom striedavého prúdu „SGK-30/1,5“, odlučovač oleja, odstredivý odvzdušňovač a olejový agregát. Turbínový spúšťač „TS-21“, ktorý je upevnený na skrini pohonov, je v činnosti len pri spúšťaní motora. V ostatných režimoch činnosti motora je turbínový spúšťač odpojený od prevodového mechanizmu skrine pohonov pomocou špeciálnej odstredivej spojky.
Olejová sústava motora R-27F2M-300 je tlaková, cirkulačná, uzatvorená s priamym odvzdušnením do výšky letu H = 11 až 12 km a pretlakovaním vzduchom vo výškach nad H > 11 až 12 km. Olejová sústava motora sa skladá z hlavnej a pomocnej vetvy. Hlavná vetva olejovej sústavy zabezpečuje mazanie a chladenie ložísk, ozubených prevodov motora. Táto vetva olejovej sústavy je v činnosti pri všetkých režimoch činnosti motora. Pomocná vetva olejovej sústavy zabezpečuje mazanie a chladenie ložísk a ozubených prevodov turbínového spúšťača „TS-21“. Táto vetva olejovej sústavy pracuje len pri spúšťaní motora. Hlavná vetva olejovej sústavy motora sa skladá z palivo-olejového radiátora, olejovej nádrže, olejového agregátu, odlučovača oleja, odstredivého odvzdušňovača, odsávacieho olejového čerpadla prednej opory a olejových dýz. Pracovný tlak oleja je po = 0,35+0,05 MPa. Používaný olej „VNII-NP-50-1-4F“ alebo „MK-8P“. Pomocnú vetvu olejovej sústavy tvorí olejová nádrž, tlakové olejové čerpadlo s redukčným ventilom, uzatvárací elektromagnetický ventil, odsávacie olejové čerpadlo turbínového spúšťača a pomocné olejové čerpadlo. Pracovný tlak v pomocnej olejovej sústave je po = 0,15 až 0,25 MPa. Používaný olej „VNII-NP-50-1-4F“ alebo „MK-8P“.
Palivová sústava motora R-27F2M-300 zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do motora v závislosti na zvolenom režime a podmienkach letu lietadla.
Palivová sústava motora sa rozdeľuje na palivovú sústavu nízkeho tlaku, palivovú sústavu vysokého tlaku, palivovú sústavu regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory, palivovú sústavu regulovanej dodávky paliva do komory prídavného spaľovania, palivovú sústavu regulácie kritického priemeru výstupnej dýzy, sústavu merania a regulácie teploty plynu za plynovou turbínou „t4c“ a odpadovú palivovú sústavu.
Palivová sústava nízkeho tlaku paliva zabezpečuje dodávku paliva, ktoré je dodávané z palivových nádrží lietadla MiG-23UB k jednotlivým agregátom palivovej sústavy motora. Palivovú sústavu nízkeho tlaku paliva tvorí dodávacie palivové čerpadlo „DCN - 64A“, centrálny palivový čistič a cirkulačný ventil.
Palivová sústava vysokého tlaku paliva slúži na dodávku vysokotlakového paliva do agregátov palivovej sústavy dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory, do agregátov palivovej sústavy dodávky paliva do komory prídavného spaľovania a do palivovej sústavy ovládania výstupnej dýzy. Palivovú sústavu vysokého tlaku paliva tvorí odstredivé palivové čerpadlo „DCN-55A“ a piestikové vysokotlakové palivové čerpadlo „ND-55A“. Tieto palivové čerpadlá pracujú súčasne a vzájomne sa zálohujú.
Palivová sústava regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do hlavnej spaľovacej komory motora na ustálených a prechodových režimoch činnosti motora podľa regulačného zákona Qp,HSK = f(αPOM). Palivovú sústavu regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory tvorí automat dávkovania paliva „ADT-55A“ a rozdeľovač paliva do hlavnej spaľovacej komory „RTO-55“.
Palivová sústava regulovanej dodávky paliva do komory prídavného spaľovania motora zabezpečuje zapnutie a vypnutie prídavného spaľovania a reguláciu dodávky paliva do komory prídavného spaľovania v závislosti na polohe páky ovládania motora a hodnote celkového tlaku vzduchu za kompresorom motora Qp,KPS = f(αPOM, p2c). Palivovú sústavu regulovanej dodávky paliva do komory prídavného spaľovania tvorí regulátor prídavného spaľovania „RF-55A“, palivo-olejový radiátor, rozdeľovač paliva do komory prídavného spaľovania „RTF-55“.
Palivová sústava regulácie výstupnej dýzy motora zabezpečuje prestavovanie segmentov výstupnej dýzy podľa programu πT = p2´/p4 = konšt. na všetkých režimoch činnosti motora alebo v závislosti na teplote výstupných plynov za plynovou turbínou „t4c“ pri uvedení regulátora teploty „t4c“ do činnosti. Palivovú sústavu regulácie výstupnej dýzy tvorí regulátor výstupnej dýzy „RS-55A“, vzduchový reduktor nastavenia stupňa expanzie „πT“, odpúšťacie ventily vzduchu „p2´“ a šesť hydraulických pracovných valcov ovládania výstupnej dýzy so silovým prstencom.
Sústava merania a regulácie teploty plynu za plynovou turbínou „t4c“ zabezpečuje meranie strednej hodnoty teploty výstupných plynov za plynovou turbínou „t4c“ a automatické udržiavanie tejto teploty na stanovenej hodnote zmenou prietokového prierezu výstupnej dýzy. Sústava vydáva signál „ВЫСОКАЯ ТЕМПЕРАТУРА“ (VYSOKÁ TEPLOTA) pri prekročení nastavenej maximálnej teploty plynu za plynovou turbínou „t4c,max.“ o hodnotu Δ t4c,max. > 70±15°C a diskrétny signál pri teplote vzduchu na vstupe do motora t1c = 40°C.
Sústavu merania a regulácie teploty plynu za plynovou turbínou „t4c“ tvorí snímač teploty vzduchu „t1c“ „P-69-2M“, vysielač teploty „t4c“ „RT-12-11V“, výkonný mechanizmus regulátora teploty „IM-21“, vzduchový regulátor nastavenia stupňa expanzie „πT“, regulátor výstupnej dýzy „RF-55“, signalizátor polohy výstupnej dýzy a signalizátor „AC“.
Odpadová sústava motora R-27F2M-300 zabezpečuje odvod paliva, oleja a ďalších odpadových kvapalín, ktoré prenikajú cez tesnenia agregátov a zbytkov paliva z palivovej sústavy motora po zastavení motora mimo motor. Odpadová sústava motora sa skladá z predného spoločného zberača, odpadovej nádrže, zberača paliva z difúzora komory prídavného spaľovania, zberača výstupnej dýzy, zberača z turbospúšťača „TS-21“ a zo zberača paliva z plynovej turbíny. Odvod kvapaliny z odpadovej nádrže motora je zabezpečený potrubím do priestoru za výstupnú dýzu motora do prúdu plynov.
Odmrazovacia sústava motora R-27F2M-300 zabezpečuje ochranu aerodynamického krytu vstupného ústrojenstva a nábežných hrán usmerňovacích lopatiek prvého stupňa kompresora pred vznikom námrazy. V odmrazovacej sústave motora sa používa horúci vzduch, odoberaný za jedenástym stupňom kompresora.
Sústava odberu vzduchu motora R-27F2M-300 zabezpečuje odber vzduchu z telesa hlavnej spaľovacej komory pre ohrev vstupného ústrojenstva motora, pre klimatizáciu kabíny lietadla, pretlakovanie olejových tesnení, chladenie plynovej turbíny, k ihle vzduchového reduktora riadenia klinov vstupného ústrojenstva lietadla. Pre pretlakovanie olejových tesnení je v sústave použitý prepínací ventil, ktorý v závislosti na tlaku vzduchu prepína prívod tlaku vzduchu od piateho alebo od jedenásteho stupňa kompresora.
Spúšťacia sústava motora R-27F2M-300 zabezpečuje roztočenie rotora vysokého tlaku motora, zapálenie zmesi paliva a vzduchu v hlavnej spaľovacej komore, reguláciu dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory pri spúšťaní motora a prechod na voľnobežný režim motora. Spúšťanie motora môže byť vykonávané pomocou vonkajšieho zdroja elektrického prúdu alebo z palubných akumulátorov. Spúšťaciu sústavu motora tvorí turbínový spúšťač „TS-21“, spúšťacia palivová sústava, kyslíková sústava motora a sústava regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory. Pri spúšťaní motora na zemi roztáča turbínový spúšťač „TS-21“ rotor vysokého tlaku. Turbínový spúšťač „TS-21“ sa automaticky vypína pri dosiahnutí otáčok n2 > 40 % alebo na základe časového signálu po 40 sekundách od začiatku procesu spúšťania. Pri spúšťaní motora počas letu sa turbínový spúšťač „TS-21“ nepoužíva. Rotory turbokompresora sa roztáčajú náporom vzduchu. Maximálna doba spúšťania motora na zemi je 50 sekúnd, počas letu 30 sekúnd. Spúšťacia sústava motora zabezpečuje okrem spúšťania motora na zemi a počas letu aj studené pretočenie motora, konzerváciu a odkonzervovanie motora. Kyslíková sústava motora zabezpečuje prívod kyslíka do zapaľovačov v hlavnej spaľovacej komore. Prívod kyslíka do zapaľovačov sa zapína len pri spúšťaní motora počas letu, pri vzniku nestabilnej práce motora a pri použití raketovej výzbroje.
Kontrola
činnosti motora R-27F2M-300 v kabíne lietadla MiG-23UB sa zabezpečuje
pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok „ITE-2“, ukazovateľa teploty „ITG-1“
a ukazovateľa tlaku oleja „UI1-8“.
Jednotlivé režimy
činnosti motora R-27F2M-300 sú signalizované signálnymi tablami
„ПЕРЕГРЕВ
ДВИГ.“ červenej farby,
„МАСЛО“ červenej farby,
„МАКСИМАЛ“ zelenej farby,
„ФОРСАЖ“ zelenej farby,
´“ЗАЖИГ.
ВЫКЛЮЧ.“ červenej farby,
„РЕЗЕРВ. СИСТ.
ДВИГ.“ žltej farby
a „СОРЦ“ červenej farby.
Záznamové zariadenie
lietadla „SARPP-12GM“ zaznamenáva v priebehu letu hodnotu otáčok rotora
nízkotlakového rotora „n1“, okamih zapnutia režimu
„МАКСИМАЛ“, okamih zapnutia
režimu „ФОРСАЖ“ a signál
„ВТ“.
Doba činnosti motora
„R-27F2M-300“ na jednotlivých režimoch sa zaznamenáva pomocou počítača doby
činnosti motora „ESU-3“ na režimoch
„МАКСИМАЛ“ až
„ПОЛНАЯ ФОРСАЖ“
a počítača doby činnosti motora na režime
„МАКСИМАЛЬНАЯ
ФОРСАЖ“.
MiG-23 |
Jak-38M |
MiG-23UB |
Jak-36M |
PARAMETER / REŽIM | ŤAH FT [kp] |
ŠPECIFICKÁ SPOTREBA PALIVA cm [kp.kg-1.s-1] |
OTÁČKY RNT n1 [%] |
TEPLOTA PLYNOV t4c [°C] |
TLAK OLEJA po [kp.cm-2] |
POVOLENÁ DOBA ČINNOSTI t |
||||
na zemi | počas letu | na zemi | počas letu | na zemi | počas letu | na zemi | počas letu | |||
POZEMNÝ VOĽNOBEH („ЗМГ“) | ≤ 300 | ~1000 kg.h-1 | 39 až 47 | - | max. 450 | - | ≤ 2 | - | 10 min. | - |
LETOVÝ VOĽNOBEH („ПМГ“) | - | - | 56+2 | 56 až 98 | 652 až 718 | 2 až 4 | 2 | neobmedzená | ||
CESTOVNÝ (bez chladenia) („КР“) | 3950±0,5% | 0,82+0,03 | 56 až 95 | 57 až 98 | 652 až 718 | 2 až 4 | 2 | neobmedzená | ||
NOMINÁL („НР“) | 4500±2% | 0,82+0,03 | 93±0,5 | 93 až 100 | 652 až 718 | 2 až 4 | viac ako 2 | - | neobmedzená | |
MAXIMÁL („М“) | 7000-2% | 0,98+0,03 | 100±0,5 | 100+1-0,5 | 718 až 850 | 3,5+0,5 | viac ako 3 | 1 min. | neobmedzená | |
MINIMÁLNE PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE („МФ“) | viac ako 8500 | viac ako 1,55 | 100±0,5 | 100+1-0,5 | 718 až 850 | 3,5+0,5 | viac ako 3 | 30 sek. | neobmedzená | |
PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE („ПФ“) | 10200-2% | 2,09+0,06 | 100±0,5 | 100+1-0,5 | 718 až 850 | 3,5+0,5 | viac ako 3 | 30 sek. | neobmedzená |
Poslední aktualizace: 13.8.2007
Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište
Zpět na homepage www.leteckemotory.cz