Spřátelené weby
další odkazy

R-29B-300

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Vznik taktických jadrových zbraní v päťdesiatych rokoch mal za následok radikálne zmeny vo vojenských doktrínach štátov na celom svete. V Sovietskom zväze došlo v dôsledku týchto kvalitatívnych zmien k reorganizácii bitevného letectva na stíhacie-bombardovacie letectvo. Prvým predstaviteľom tejto kategórie sa stalo lietadlo Su-7 a jeho ďalšie varianty Su-7BM a Su-7BKL, ktoré boli zaradené do vojenského letectva v šesťdesiatych rokoch. Vzhľadom na rastúce požiadavky, najmä z pilotážno-navigačného hľadiska, pokračoval vývoj tejto kategórie leteckej techniky ďalej. V konštrukčnej kancelárii P. O. SUCHOJA sa riešil tento problém modernizáciou lietadla Su-7. Takto vzniklo stíhacie-bombardovacie lietadlo Su-17, ktoré si zachovalo podstatné znaky lietadla Su-7 avšak na úrovni požiadaviek sedemdesiatych rokov. 

Konštrukčná kancelária A. I. MIKOJANA sa pri vývoji stíhacieho-bombardovacieho lietadla rozhodla orientovať na projekt práve vyvíjaného stíhacieho lietadla MiG-23S. Vývoj začal v roku 1969. Pri úprave tohto lietadla došlo k podstatnej úprave prednej časti trupu, z ktorej bol odstránený rádiolokátor. Pre zlepšenie výhľadu pilota z  kabíny bola predná časť trupu značne sploštená. Takto upravený variant lietadla dostal označenie MiG-23B. Pohon lietadla MiG-23B zabezpečoval jednoprúdový letecký turbokompresorový motor AL-21F-300. Zásadné zmeny boli realizované v navigačnej sústave a v zbraňových sústavách. Lietadlo dostalo aktívne a pasívne prostriedky pre vedenie rádioelektronického boja. Prototyp lietadla MiG-23B (v kóde NATO „FLOGGER – F“) prvýkrát vzlietol 20. augusta 1970. Bol pilotovaný skúšobným pilotom P. M. OSTAPENKOM. Skúšky prebiehali na 24 prototypoch až do konca roka 1971.

Montážou optimalizovaného leteckého turbokompresorového motora R-29B-300 do draka lietadla MiG-23B vznikol nový variant lietadla, ktorý dostal označenie MiG-23BN (v kóde NATO „FLOGGER – H“). Tento typ leteckého turbokompresorového motora bol upravený pre použitie v malých výškach letu pri nadzvukových rýchlostiach letu. Z tohto dôvodu boli v palivo-regulačnej sústave motora realizované obmedzenia, ktoré zohľadňovali použitie motora R-29B-300 u stíhacieho-bombardovacieho lietadla MiG-23BN.

R-29B-300 - rez motora

Na základe podpísanej medzivládnej dohody medzi vládou Československa a vládou Sovietskeho zväzu o prezbrojení jedného československého pluku stíhacími bombardérmi MiG-23BN z roku 1976, vydal veliteľ 10. leteckej armády v máji 1977 rozkaz, v ktorom boli menovaní piloti, vybratí na preškolenie na nový typ lietadla. Na začiatku júla 1977 skupina pilotov, ktorej velil pplk. Ing. Jaroslav Šrámek, odletela do Kirgizskej SSR, kde 12. júla 1977 začala teoretickú prípravu. 16. augusta 1977 piloti začali praktické lety na cvičnom variante lietadla MiG-23U. Preškolenie pilotov bolo ukončené 6. decembra 1977. Súčasne s pilotmi prebiehalo aj preškoľovanie technikov na tento typ lietadla. Prvé dva kusy lietadla MiG-23BN (ev. č. 9549, 9550) pristáli na československom území 26. decembra 1977. Na začiatku roku 1978 boli prevzaté ďalšie dve lietadlá  MiG-23BN a jedno cvičné lietadlo MiG-23U. Tieto lietadlá slúžili na výcvik československých pilotov. Preškoľovanie ďalších pilotov a technického personálu sa realizovalo vo Vojenskom leteckom učilišti v Prešove, kde bola vybudovaná učebno-výcviková základňa pre školenie a výcvik na školenie všetkých verzií lietadiel MiG-23. V priebehu roku 1979 bola 1. letka 28. sbolp doplnená na plný stav a stala sa bojaschopná. V roku 1981 bola vytvorená 2. letka 28. sbolp a v roku 1983 bola sformovaná posledná 3. letka 28. sbolp. Do československého vojenského letectva bolo v období od roka 1977 až do roka 1983 zaradených 32 stíhacích-bombardovacích lietadiel MiG-23BN a 4 dvojmiestne lietadla MiG-23U, ktoré boli dislokované na letisku Čáslav. V priebehu prevádzky lietadla MiG-23BN boli štyri lietadla zničené pri haváriách (ev. č. 9138, 9140, 5746 a 9859). Pri delení Československa neprejavila slovenská strana o lietadla MiG-23 jednotlivých verzií záujem, a tak zostali v plnom počte vo výzbroji českého vojenského letectva. Aj napriek tomu, že lietadlá MiG-23BN nemali vyčerpanú svoju životnosť, bolo v roku 1994 rozhodnuté o ich vyradení z leteckej prevádzky v Českom vojenskom letectve. [1]

R-29BS-300 je verze motoru pro exportní stíhací bombardéry Su-22. Nejspíš se od R-29B-300 prakticky neliší, až na drobnosti související s umístěním motoru do trupu letounu

MiG-23BN

Su-22

CHARAKTERISTIKA MOTORA R-29B-300

Letecký turbokompresorový prúdový motor R-29B-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.

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA  R-29B-300

Ťah motora na maximálnom režime	FT,max. = 78,48 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovania	FT,PS = 112,81 kN
Otáčky nízkotlakového rotora na maximálnom režime	n1,max. = 8482 min.-1
Otáčky vysokotlakového rotora na maximálnom režime	n2,max. = 8772 min.-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínou	t3c,max. = 1083°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínou	t4c,max. = 840°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režime	cm,max. = 0,0958+0,003 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovania	cm,PS = 0,1835+0,006 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresora	πKC = 12,5
Dodávka vzduchu do motora na maximálnom režime	Qv = 105 kg.s-1
Celková dĺžka motora	L = 4991+13-20 mm
Maximálny priemer motora	Dmax. = 908 mm
Vstupný priemer motora	D1 = 846 mm
Suchá hmotnosť motora	G = 1765+2% kg
Celková hmotnosť motora	Gmax. = 1886+2% kg

KONŠTRUKCIA MOTORA R-29B-300

Kompresor

Kompresor motora R-29B-300 je jednoprúdový, dvojhriadeľový, axiálny, jedenásťstupňový, ktorý pozostáva 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.

Detail vírivého prstenca na vstupe do kompresora; nízkotlakový kompresor; vysokotlakový kompresor

Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora R-29B-300 je prstencového typu. Skladá sa 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. Palivové dýzy sú duplexného typu.

Prstencová spaľovacia komora

Plynová turbína

Plynová turbína motora R-29B-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 „t_4c“.

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.

Chladená dvojstupňová plynová turbína

Výstupná sústava

Výstupnú sústavu motora R-29B-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.

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 D_5,kr. = 630 mm do D_5,kr. = 910 mm.

Stabilizátory plameňa v komore prídavného spaľovania

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora R-29B-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-55B-2“.

Od hriadeľa kompresora vysokého tlaku sa krútiaci moment prenáša do skrine pohonov, z ktorej sa dostáva na palivové čerpadlo-vysielač „ND-55B“, 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.

SÚSTAVY MOTORA R-29B-300

Olejová sústava

Olejová sústava motora R-29B-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 p_o = 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. Olejové čerpadlá sú poháňané elektromotorom. Pracovný tlak v pomocnej olejovej sústave je p_o = 0,15 až 0,25 MPa. Používaný olej „VNII-NP-50-1-4F“ alebo „MK-8P“.

Palivová sústava

Palivová sústava motora R-29B-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 „t_4c“ a odpadovú palivovú sústavu.

Palivová sústava nízkeho tlaku paliva zabezpečuje dodávku paliva, ktoré je dodávané z palivových nádrží lietadla MiG-23BN“ 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-55B“. 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 Q_p,HSK = f(α_POM). Palivovú sústavu regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory tvorí automat dávkovania paliva „ADT-55B-2“ 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 Q_p,KPS = f(α_POM, p_2c). 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 π _T = p_2´/p₄ = konšt. na všetkých režimoch činnosti motora alebo v závislosti na teplote výstupných plynov za plynovou turbínou „t_4c“ pri uvedení regulátora teploty „t_4c“ do činnosti. Palivovú sústavu regulácie výstupnej dýzy tvorí regulátor výstupnej dýzy „RS-55B“, vzduchový reduktor nastavenia stupňa expanzie „π_T“, elektromagnetické odpúšťacie ventily vzduchu „p₂´“ a šesť hydraulických pracovných valcov ovládania výstupnej dýzy so silovým prstencom.

Sústava merania a regulácie teploty plynu za plynovou turbínou „t_4c“ zabezpečuje  meranie strednej hodnoty teploty výstupných plynov za plynovou turbínou „t_4c“ 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 „t_4c,max.“ o hodnotu Δt_4c = 70±15°C a diskrétny signál pri teplote vzduchu na vstupe do motora t_1c = 40°C. Sústavu merania a regulácie teploty plynu za plynovou turbínou „t_4c“ tvorí snímač teploty vzduchu „t_1c“ „P-69-2M“, vysielač teploty „t_4c“ „RT-12-11V“, výkonný mechanizmus regulátora teploty „IM-21“, vzduchový regulátor nastavenia stupňa expanzie „π_T“, regulátor výstupnej dýzy „RF-55“, signalizátor polohy výstupnej dýzy a signalizátor „AC“.

R-29B-300

Odpadová sústava

Odpadová sústava motora R-29B-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 turbínového spúšťača „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

Odmrazovacia sústava motora R-29B-300 zabezpečuje ochranu aerodynamického krytu vstupného ústrojenstva a nábehových 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

Sústava odberu vzduchu motora R-29B-300 zabezpečuje odber horúceho 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 sústavy riadenia klinov vstupného ústrojenstva lietadla. V sústave pretlakovania olejových tesnení je použitý prepínací ventil,  ktorý v závislosti na tlaku vzduchu prepína prívod tlaku vzduchu od piateho alebo od jedenásteho stupňa kompresora.

R-29B-300

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora R-29B-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“ cez skriňu pohonov 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.

R-29BS-300

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora R-29B-300 v kabíne lietadla MiG-23BN sa zabezpečuje pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok „ITE-2“, ukazovateľa teploty „ITG-1“ a ukazovateľa tlaku oleja „UI1-8“. Jednotlivé režimy činnosti motora R-29B-300 sú signalizované signálnymi tablami „ПЕРЕГРЕВ ДВИГ.“ červenej farby, „МАСЛО“ 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 „SARPP-12GM“ lietadla MiG-23BN zaznamenáva počas letu priebeh zmeny otáčok rotora nízkotlakového rotora „n₁“, okamih zapnutia režimu „МАКСИМАЛ“, okamih zapnutia režimu „ФОРСАЖ“ a signál „ВТ“. Doba činnosti motora R-29B-300 na jednotlivých režimoch sa zaznamenáva pomocou počítadla doby činnosti motora „ESU-3“ na režimoch „МАКСИМАЛ“ a „ПОЛНАЯ ФОРСАЖ“ a počítača doby činnosti motora na režime „МАКСИМАЛЬНАЯ  ФОРСАЖ“.

TABUĽKA  REŽIMOV

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“)	≤ 350	~1000 kg.h-1	39 až 47	-	max. 450	500	≤ 2	-	10 min.	-
LETOVÝ VOĽNOBEH („ПМГ“)	-	-	57+1,5	56 až 98	652 až 718		2 až 4	2	neobmedzená
CESTOVNÝ (bez chladenia) („КР“)	4200±0,5%	0,75+0,03	56 až 98	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“)	8000-2%	0,94+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 9900	viac ako 1,5	100±0,5	100+1-0,5	718 až 850		3,5+0,5	viac ako 3	30 sek.	neobmedzená
PLNÉ PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE („ПФ“)	11500-2%	1,8+0,06	100±0,5	100+1-0,5	718 až 850		3,5+0,5	viac ako 3	30 sek.	neobmedzená

Poznámka:

1. Doba nepretržitej činnosti motora pri režimoch, pri ktorých je ručička ukazovateľa teploty za plynovou turbínou „ITG-1“ v rozsahu žltého sektora sa obmedzuje rovnako ako pri režime „M“, okrem režimov obmedzovania teploty t_4c a otáčok rotora vysokotlakového rotora n₂, je povolená po dobu maximálne 3 minúty.
2. Pri činnosti motora s teplotou vzduchu na vstupe do motora t₁ = 40⁺¹⁵_-5°C sa automaticky zapína korekcia (zníženie) teploty výstupných plynov „t_4c“. Pri zvýšení teploty t₁ v rozsahu od 40⁺¹⁵_-5°C do 1455°C predstavuje korekcia teploty t_4c regulátorom teploty Δt_4c = 75±10°C.
3. Celková doba nepretržitej činnosti motora v režime „M“, „МФ“ a „ПФ“ nesmie byť dlhšia ako 1 minúta.
4. Pri činnosti motora v režime „ПФ“ pri teplote t₁ = 40⁺¹⁵_-5°C sa automaticky zapína rozbeh otáčok n₁ (Δn₁ = 2,5±0,2 %). Pritom sa maximálne otáčky n₁ nesmú zvýšiť na viac ako n₁ = 103,7 %.

Zdroje:

[1] Petr Kolmann, MiG-23BN, Letectví + kosmonautika, 7/2004, str. 692 – 695.

Poslední aktualizace této stránky proběhla 15.8.2007

Lety balónem   Vyhlídkové lety   Zážitky