RD-33
autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.
doplnil: Zdeněk Kussior
ÚVOD
Keď bolo v roku 1988
na medzinárodnej leteckej prehliadke v anglickom FARNBOROUGH predstavené
nové sovietske taktické stíhacie lietadlo MiG-29 („FULCRUM A“) vyvolalo
medzi leteckými odborníkmi veľkú senzáciu nielen svojím moderným technickým
riešením, ale aj výkonmi a dovtedy nevídanými bojovými manévrami.
Vývoj
stíhacieho lietadla MiG-29 začala riešiť konštrukčná kancelária A. I.
MIKOJANA na prelome šesťdesiatych a sedemdesiatych rokov ako projekt
stíhacieho lietadla pre osemdesiate roky (Projekt 9). Už pri prvých
návrhoch lietadla MiG-29 v roku 1974 jeho generálny konštruktér ROSTISLAV
APPOLOSOVIČ BELJAKOV a vedúci
návrhárskej skupiny MICHAIL ROMANOVIČ VALDENBERG
neuvažovali o inej ako dvojmotorovej koncepcii lietadla, ktorá umožňuje
dosiahnuť výhodný pomer hmotnosti a ceny lietadla k vyššej úrovni bezpečnosti a
pravdepodobnosti bojového prežitia. Vývoj tohto lietadla bol zvláštny aj tým,
že prebiehal z vlastnej iniciatívy konštrukčnej kancelárie, bez
oficiálnej vládnej objednávky. V priebehu vývoja lietadla bolo postavených
19 prototypov, označených „9-01“ až „9-019“. Prvý prototyp
lietadla „9-01“” s motormi RD-33 prvýkrát vzlietol 6. októbra
1977.
Prototyp dvojmiestneho
cvične-bojového variantu lietadla MiG-29UB („FULCRUM B“),
označený „9-03“, prvýkrát vzlietol 29. 4. 1981. Je určený
k výcviku a k zdokonaľovacím letom so zdvojeným riadením. Lietadlo je o
100 mm dlhšie ako jednomiestny variant. Z dôvodu použitia druhej kabíny má
lietadlo zníženú zásobu paliva. Jeho výroba začala v roku 1982 vo výrobnom
závode v Gorkom. Výroba jednomiestnych lietadiel MiG-29 („FULCRUM A“)
začala v roku 1982 v závode „ZNAMJA TRUDA“ v Moskve, dva
roky pred dodávkami lietadiel k leteckým útvarom sovietskeho vojenského
letectva.
Vývoj motoru
Problémy s krátkým resursem
Krátký resurs vedl ke značným problémům s motor RD-33 u konkrétních
letectev. Extrémním
příkladem krátké životnosti a nízké spolehlivosti je provoz
motorů RD-33 u Indického letectva. V roce 1993 byla vypracována studie, z níž jsou zajímavé následující poznatky:
Indie obdržela své letouny MiG-29 a náhradní motory mezi lety 1986 a 1990.
Z celkem 189 dodaných motorů bylo do července 1992 vyřazeno ze služby 139 kusů (74%).
Z tohoto počtu 62 kusů dokonce nedosáhlo ani poloviny prvního 300 hodinového meziopravového resursu.
Nejčastějšími
závadami byly praskliny v oblasti
trysky a nasátí cizích objektů a to i přes to, že MiG-29
je známý svým systémem zabraňujícím nasátí nečistot při
pohybu po zemi. Průměrná životnost motorů u Indického
letectva byla stanovena 400 hodin nebo 4 roky provozu, doba mezi generálními
opravami byla snížena na 200 hodin. Opravárenské závody přímo v Indii nebyly na takovou závadovost připraveny a velká část motorů musela být posílána zpět k výrobci.
Situace s motory vedla u Indického
letectva k výrazným
omezením ve výcviku na MiGu-29.
Vznik nového dvouproudového leteckého turbokompresorového motoru RD-33 byl značně komplikovaný.
Historie RD-33 sahá až do roku 1968, kdy byly leningradském vědecko-průmyslovém sdružení V. M. Klimova pod
vedením Sergeje Petroviče Izotova zahájeny detailní konstrukční práce na novém motoru pro plánovaný lehký frontový
stíhací letoun. Izotov byl znám svými konstrukcemi spolehlivých
turbohřídelových motorů vrtulníků Mi-8 a Mi-24. Na forsážní
komoře a výstupní trysce se podílela kancelář Sojuz. V rámci SSSR byl pro RD-33 konkurencí Tumanského
motor R-67-300, vzhledem ke své konstrukční složitosti se třemi
hřídeli nebyl nikdy dokončen.
Ve stejné době pracovaly firmy Pratt & Whittney a General Electrics
na motorech pro letouny F-15, F-16 a F-18. Rusko vůbec poprvé
pro svůj stíhací letoun zvolilo obdobnou konfiguraci dvouhřídelového,
dvouproudového motoru s nízkým obtokovým poměrem. Odtud je i
označení RD - Reaktivnyj Dvuchkonturnyj - dvouproudový. Ve
stejné době probíhal v kanceláři Ljulka vývoj podobných
motorů AL-21F. Oba motory měly ještě jednu novinku a tou byla
elektronika v systému řízení. Odkryly se tak nové možnosti pro optimální
regulaci práce motoru, zvýšení stability a ekonomičnosti
provozu a snížení hmotnosti. I přes
to, že konstruktéři neměli s podobnými motory zkušenosti,
byl na ně vyvíjen tlak, aby letoun s těmito motory výkonově překonal
letouny odpovídající třídy - F-15 a především F-16.
To se sice nakonec částečně povedlo, ale uspěchaný vývoj a použití konstrukčních materiálů,
se kterými doposud nebyly v Sovětském svazu zkušenosti, se promítnulo
na krátké životnosti a nízké spolehlivosti prvních výrobních
sérií.
První pozemní zkoušky ještě zdaleka ne dokončeného motoru byly
vykonány v roce 1972. Zkušební výroba motorů RD-33 (výrobek 59) byla spuštěna v roce 1976, v témže roce
byly první motory předány kanceláři MiG. První
prototyp letounu MiG-29 (9.01) vzlétnul 10.10.1977 s motory RD-33 série 0, které měly ještě hodně
daleko k finální verzi. Životnost
motorů RD-33 byla v době prvních letů MiGů-29 jen 25 hodin.
Konstruktéři letounu měli mnoho požadavků, které se
Klimovova kancelář snažila plnit. Tovární zkoušky motorů trvaly jen
krátce a tak se na prvním prototypu letounu stihly vystřídaly RD-33 sérií 0, 1 a 2. Druhý prototyp, určený k testování
motorů, MiG-29 č. 903, uskutečnil svůj první let 20.4.1978. Při
devátém letu 15.6. téhož roku došlo k havárii. Poklesem
tlaku oleje v pravém motoru se zničil kompresor, odlétající
lopatky způsobily požár a poškození ovládání letounu, zkušební pilot V. J. Menickij se katapultoval.
5.4.1979 vzlétnul čtvrtý prototyp letounu MiG-29 č. 908, který v motorových zkouškách
nahradil ztracený letoun č. 903. K dispozici už byly motory RD-33
série 2s s řadou novinek. Hlavní z nich je umístění některých
agregátů olejového systému na spodní straně motoru, usnadňující
přístup obsluze. V roce 1980 zahájil letoun MiG-29 č. 908 zkoušky,
ale 30. října byl ztracen. Zničil se difuzor spalovací komory
a stejně jako při havárii z roku 1978 se poškodil systém řízení
letounu. Havárie znovu zkomplikovala plán letových zkoušek. Naštěstí
byla chyba nalezena a napravena. Upravený
motor, výrobek 59c, už byl dostatečně spolehlivý.
Výroba letounů MiG-29 se ve větším měřítku
rozjela v roce 1982. Souběžně s výrobou ještě probíhaly
vojskové zkoušky, při kterých došlo k dalším haváriím,
znovu na nich měly nemalý podíl právě motory. Vzdušné síly
SSSR dostaly letouny MiG-29 v roce 1983. V následujícím roce byly ukončeny
státní zkoušky, letouny byly oficiálně přijaty do výzbroje
a oficiálně byla schválena sériová výroba. Do této doby
bylo vyrobeno přibližně 100 předsériových letounů, které
byly později modernizovány na standard sériových strojů. Od
roku 1986 letouny slouží i za hranicemi SSSR.
Velkosériová výroba RD-33 se v moskevském závodě V. V. Černyševa a v omském
závodě OMP P. I. Baranova rozjela v roce 1981 (od roku 1982 se
vyráběla série 2s). Konečné státní pozemní zkoušky motorů byly provedeny koncem
roku 1984 pod vedením generálního konstruktéra V. G. Stěpanova
s účastí závodu "Rudý Říjen" (vyrábí krom jiného
skříň náhonů letounu MiG-29) a tušinské kanceláře Sojuz. Jiný zdroj uvádí
zahájení sériové výroby až v roce
1985, což je spíše jen rok, od kdy je výroba oficiálně
odsouhlasena po úspěšném dokončení státních testů.
Nízkou spolehlivostí se vyznačlovaly i motory RD-33, používané v prvních sériových letadlech MiG-29, dodávaných k leteckým útvarům sovětského vojenského letectva.
V některých případech došlo během činnosti motoru na maximálním režimu při určitých nepříznivých podmínkách k rozkmitání vstupního ústrojí draku letounu a
k jeho destrukci. Tyto části vstupního ústrojí byly potom nasáty motorem, který se následně úplně zničil. Toto bylo pravděpodobně příčinou havárie letounu MiG-29
na letecké přehlídce v Paříží v roce 1988.
Současně se zahájením sériové výroby motoru
byly kanceláři Sojuz s hlavními konstruktéry K. R. Chačaturovem, J.
V. Švecovem a P. J. Nusbergem nařízeny práce na dalším dolaďování
motoru. Generálním konstruktérem Klimovu se v roce 1988 stal
Aleksandr Aleksandrovič Sarkisov, specializující se na
konstrukce spalovacích komor. Zajímavostí je, že Sarkisov se před vývojem motoru RD-33 specializoval na
vývoj pohonných jednotek pro tanky a lokomotivy.
V rámci
dolaďování byla uplatněna řada konstrukčně-technologických
a metodologických opatření. Výsledkem bylo krom jiného průběžné
prodloužování resursu a spolehlivosti jak jednotlivých
komponentů, tak i celého motoru. Motor RD-33 a hlavně jeho modifikace dozrály až
několik let po zahájení
sériové výroby a ještě dnes se čerpají ze svého potenciálu,
který se v prvních letech nedařilo využít.
Celkem bylo vyrobeno přes 5000 motorů RD-33. Opravy v Rusku zajišťuje
závod V. V. Černyševa, závod č. 121 (Kubinka), č. 218 (Gatčina) a č. 570 (Jejsk). Motory RD-33 a jejich
modifikace sloužily nebo slouží přibližně ve 25 zemích světa.
Motory RD-33 dopomohly letounu
MiG-29 k označení "nejlepší lehký
frontový stíhací letoun", krom toho letoun oficiálně získal
Leninovu cenu a Státní cenu Sovětského svazu. RD-33 se dnes řadí
mezi ty lepší motory čtvrté generace své výkonnostní třídy.
Vývoj motorů RD-33 není u konce, stále se pracuje na jejich zdokonalování. Přehled verzí a derivátů motorů RD-33 je uveden níže.
Dvojprúdové letecké
turbokompresorové motory RD-33 aj napriek problémom, ktoré sprevádzali ich
vývoj, patria vo svojej kategórii k najúspešnejším používaným dvojprúdovým
leteckým turbokompresorovým motorom v súčasnej dobe.
Stíhacie lietadlá MiG-29 boli do výzbroje
československého vojenského letectva zaradené v roku 1989. Prvé lietadlo
MiG-29UB priletelo k 11. stíhaciemu leteckému pluku v Žatci v apríli
1989. Celkovo bolo zo Sovietskeho zväzu dodaných 18 stíhacích lietadiel MiG-29
a 2 cvične-bojové lietadlá MiG-29UB. Pri delení majetku československej
armády, v dôsledku rozdelenia ČSFR, boli lietadlá MiG-29 rozdelené
v pomere 1 : 1. Armáda slovenskej republiky získala 9 stíhacích lietadiel
a 1 cvične-bojové lietadlo MiG-29UB. Deblokáciou ruského dlhu slovenské
vojenské letectvo dostalo v priebehu rokov 1993 až 1996 ďalších 12 stíhacích lietadiel
MiG-29 a dve cvične-bojové lietadlá MiG-29UB. České vojenské letectvo zastavilo
prevádzku 10 lietadiel MiG-29 a na základe dohody s poľským vojenským letectvom
boli tieto lietadla vymenené za 11 vrtuľníkov PZL W-3A SOKOL.

Při některých režimech a podmínkách je kouřivost RD-33 značná.
NĚKTERÉ VERZE A DERIVÁTY MOTORU RD-33
RD-33
Platí především pro sérii 2 a 2s, některé informace jsou obecně platné pro všechny motory řady RD-33.
Motory
základní verze od počátku vykazovaly zcela nedostatečný
resurs. Ikdyž byly postupně zdokonalovány a jejich parametry životnosti se zlepšovaly,
ani poté nedosáhly standardu tehdejších motorů západních stíhacích letounů.
Meziopravový resurs standardních RD-33 byl stanoven pouze na 350
hodin, z počátku jen 150 hodin. Celková garantovaná životnost 800 hodin (nebo 8 let provozu), prodloužení
provozu pak záviselo na individuálním stavu jednotlivých motorů.
V pozdějších letech u série 2s dosáhla doba mezi opravami 700
hodin, garantovaná životnost byla pravděpodobně kolem 1000
hodin s možností budoucího zvýšení na 1400 hodin. Masová výroba
série 2s se rozjela v roce 1982.

Přestože byl RD-33 ze začátku problémový,
měl příliš
velkou kouřivost a nízkou životnost, vyvinul se zvláště v
pozdějších sériích v kvalitní pohonnou jednotku. Velmi nízká specifická spotřeba paliva byla srovnatelná
s většinou pokročilých západních typů. Motor vyniká
vysokou stabilitou práce, umožňující častou a
rychlou akceleraci otáček, obvyklou ve vzdušném boji.
Několik dalších charakteristik a zajímavostí motorů řady RD-33:
- 5 mechaniků dokáže provést výměnu a otestování motoru za jednu hodinu.
- Motor pracuje spolehlivě v celé
letové obálce operačních rychlostí a výšek letounů MiG-29, včetně podmínek
použití raketové a kanónové výzbroje (nebezpečí pumpáže)
a včetně pádů po ocase až do rychlosti 140 km/h.
- Motor pracuje při teplotě okolního vzduchu od -60 do +60°C, tedy v polárních
i rovníkových oblastech.
- Maximální přípustná teplota vzduchu před dmychadlem je 200°C.
- Motor má vysoký poměr tahu ke hmotnosti 7.9:1.
- Motor má vysokou teplotu před turbínou. Důsledkem je vysoký
tah, ale i vysoké namáhání turbínové části.
- V konstrukci
komory přídavného spalování a trysky byly vůbec poprvé
v SSSR použity některé technologie, jako je třeba široké
využití litých tenkostěnných součástí trysky z žáruvzdorných
slitin a titanu, jiný princip zapalování paliva přídavného
spalování, zajišťující vysokou stabilitu hoření atd.
- Palivo RT, TS, PL-6
Krom
základních verzí MiGu-29 (A, B, UB, S, SD, ...) motor
nejspíš poháněl i zkušební letoun pro testování schopností
činnosti na moři, MiG-29KVP. Na
výstavě Le Bourget 2001 byl vystaven vícenásobně použitelný
kosmický nosič Bajkal, jehož návrat na základnu bude zajišťovat
právě motor RD-33.



Několik snímků základních verzí motoru (pravděpodobně
všechny série 2 nebo níž)
RD-33 na výstavě MAKS 2007, (c) Willhelm Vetinari
RD-33/191
Německá
Luftwaffe ve spolupráci s DASA a závodem Černyšev u svých motorů RD-33 série 2s
provedla v 90. letech generální opravy společně s úpravou
turbínové části, která vedla ke snížení teploty v době míru, tím samozřejmě došlo i ke snížení tahu a opotřebovávání motoru.
Výsledkem bylo prodloužení meziopravového resursu ze 350 hodin na 700-750 hodin a prodloužení celkové životnosti z 800 na 1200 hodin.
Tyto upravené motory získaly označení RD-33/191.
RD-33 série 3
Má meziopravový resurs zvýšen ze 700 na 1000 hodin, celková životnost
je 2000 hodin, forsážní výkon zůstává na 8300 kp. Je to motor pro MiG-29SD/SM (oba prvně vzlétly v
roce 1995). Na výstavě
ILA 98 byl s těmito motory představen letoun MiG-29SMT (první
let v roce 1998). O instalaci RD-33 série 3s se uvažovalo u starých německých MiG-29. Těžko říct, jestli modernizace nakonec proběhla.
Rusko
a Malajsie provedly v roce 1997 čtyřfázový upgrade objednaných
MiGů-29S na vlastní malajsijskou verzi MiG-29N (= SD s vylepšeními). Byl přidán nástavec pro tankování ve vzduchu, použit
radar N019M1 a střely R-77. Poslední fází bylo nahrazení
motorů RD-33 série 2s za motory RD-33 série 3. Zálet prvního
upraveného letounu byl proveden 8.4.1998.
Podle
zpráv z roku 2002 se u MiG-29SMT (a SMT-II) počítá se zvýšením
životnosti motorů RD-33 série 3 až na 4000 hodin, čímž o 40% klesnou
provozní náklady. Jedny ze zlepšení, které mají vést ke zvýšení
životnosti, jsou zpevněná konstrukce třístupňového labyrintu spalovací komory
a odolnější ložiska.
RD-33 série 3M (RD-33M)
Jde o výrazně modernizovaný motory RD-33 série 3, určený jak pro námořní letouny MiG-29K, tak i novější pozemní varianty MiG-29M1/M2, MiG-29SMT apod.

údajně RD-33 série 3M, je však možné, že jde jen o základní variantu RD-33
RD-33 série 3M se od základní varianty liší:
- krátkodobým mimořádným vzletovým
tahem. Tah se pravděpodobně zvýšil na 5300 / 8800 / 9300
kp (max / forsáž / mimořádný).
- spalovací komorou s prakticky nulovou produkcí viditelného kouře
- antikorozní ochranou součástí, u kterých dochází ke
styku s procházejícím proudem vzduchu a tedy i s párami mořské
vody.
- nouzovým odpouštěním paliva
- číslicovým systémem automatické regulace a ovládání
BARK-88. Použití tohoto FADEC systému snížilo hmotnost motoru a
příslušných agregátů o 100 kg, a to díky odstranění těžké kabeláže a elektroniky. Navíc je instalacá bloku BARK-88
dosaženo optimálnějšího chodu motoru - zvýšil se tah, naopak snížila specifická spotřeba paliva,
prodloužila se životnost horkých částí. Interface bloku je kompatibilní s východními i západními standardy.
Hmotnost je 9 kg, velikost 220x260x120 mm, příkon 40 W, blok má 66 vstupů a 23 výstupů.
BARK-88 vyvinula firma "Vladimir Klimov - Motor Sič".
MiG-29M2 (MRCA - MultiRole Combat Aircraft),
vyvíjený od roku 2000 podle potřeb Malajsie je dnes tím nejlepším
co se kdy zrodilo v rodině letounů MiG-29. První let se uskutečnil 26.9.2001. Veřejnosti
byl poprvé představen v říjnu 2001 na výstavě LIMA-2001.
MiG-29M1/M2 byly s těmito motory v roce 2002 nabídnuty Rakousku.
Motor je určen i pro MiG-29K typu 9.41, který je označován
jako námořní MiG-29SMT. RD-33 série 3M byl společně s RD-33 série
3 exponátem výstavy Dvigateli 2002
RD-33MK
V rámci kontraktu mezi Ruskem a Indií na dodávku palubních stíhacích
letounů MiG-29K bylo požadován i značně vyšší resurs
proudových motorů. Vývoj započal v roce 2001.
Současný generální konstruktér závodu Klimov,
Vladimir Širmanov, v dubnu roku 2004 oznámil, že resurs nových
motorů RD-33MK bude dvojnásobný ve srovnání s předchozí
verzí. Zda se vše podaří bude také
záviset na Černyševově výrobním
závodě. Motor je vyvinut z RD-33 série 3M a zachovává
si všechny jeho výhody, jako je mimořádný tah, antikorozní ochrana, bezkouřovost, snížená tepelná viditelnost,
provoz v tropickém prostředí, řídící blok BARK-88 atd.
Také u tohoto motoru je možné budoucí rozšíření o vektorovatelnou trysku.
Životnost motoru je stanovena na 4000 hodin, použití se předpokládá na MiG-29K, MiG-29KUB a MiG-35.
RD-33K
Je motor s protikorozními opatřeními pro námořní verzi letounu
MiG-29 (verze K). Bylo zvětšeno dmychadlo a tím i průtok vzduchu,
upraven je systém přívodu paliva, zvýšena teplota plynů před turbínou, systém řízení je plně
digitální (FADEC). Právě díky zvýšenému průtoku vzduchu a
použití systému FADEC jsou nové hodnoty výkonu: 5500 kp na maximální
tah, 8800 kp na plnou forsáž, pro použití na palubních
letounech je k dispozici ještě mimořádný tah 9400 kp. Spotřeba
paliva v režimu přídavného spalování je o 7% nižší, díky
novému řídícímu systému je práce motoru stabilnější a
akcelerace otáček rychlejší. Pro
přísun většího množství vzduchu si vstupní ústrojí
MiGu-29K, mimojiné ovládané systémem FADEC, vyžádalo jisté změny oproti původním letounům.
Pro
letové zkoušky motorů RD-33K byl vybrán MiG-29 č. 921 (10.
létající exemplář, ještě typu 9.12, vyroben v roce 1981).
Zkoušený motor byl instalován na místo stávajícího levého
RD-33. Současně byl na stroj nainstalován nový
vstup vzduchu, navržený už pro MiG-29M. Zálet s novým motorem
se uskutečnil 27.9.1985. Letoun byl několikrát upravován,
nakonec byl používán pro dolaďování elektronického systému
řízení motoru RD-33K. Zkoušky řídícího systému byly završeny
koncem roku 1990. Celkem bylo s motorem RD-33K na tomto letounu
vykonáno 164 letů. Počátkem roku 1991 dostal motor RD-33K i
letoun MiG-29 č. 1616.
Začátkem
roku 1986 byl sestrojen první zkušební letounu MiG-29M (ze
stroje 9-15/1, č. 151). Ten měl ještě standardní motory RD-33 a tradiční
elektromechanickou avioniku. 26.4.1986 byl vykonán první let.
Ke dni 30.7.1992 měl letoun na kontě 276 letů. S
motory RD-33K byl o zalétnut až druhý zkušební letoun MiG-29M
(č. 152), a to dne 26.9.1987. Testování nových motorů a vstupů
vzduchu byla jedna z hlavních činností tohoto letounu. Ke dni
21.4.1992 vykonal 250 letů. Program byl zrušen po vyrobené
šestého prototypu. V roce 1995 bylo rozhodnuto dokončit vývoj
MiGu-29M do konce.
Vývoj
lehkého palubního stíhače na bázi MiGu-29 bylo odsouhlasen v
roce 1984. V roce 1985 bylo rozhodnuto adaptovat vyvíjený
MiG-29M na námořní verzi MiG-29K, první let proběhl 23.7.1988, první úspěšné přistání
na letadlové lodi se datuje na
1.11.1989. U motoru námořního letounu byl povolen mimořádný
tah na rozdíl od letounu MiG-29M. Letové zkoušky byly vzhledem ke změnám u letectva v
roce 1992 přerušeny. Jediným zájemcem o MiG-29K je Indie, která
hodlá získat i letadlovou loď Admiral Gorškov nebo vyvinout
vlastní zcela novou loď. Podle zpráv z května 2004 je Černyševův závod
připraven k dovršení svých závazků
v rámci kontraktu s Indií a zahájí výrobu motorů (pravděpodobně
tedy RD-33K) pro jejich námořní MiGy-29K. Na ILA-2004 to potvrdil Aleksandr
Novikov, generální ředitel
závodu.
Podle jeho slov už byla zhotovena a otestována jejich zkušební série.
V květnu 2004 měl
být uzavřen kontrakt mezi Černyševovým závodem a korporací
MiG a mělo se začít s výrobou. V srpnu 2004 se očekávalo
sepsání kontraktu na licenční výrobu motorů RD-33 přímo v
Indii.
RD-33-10M
Motor
má stejně jako RD-33K a RD-33 série 3M (pravděpodobně je to
jejich "potomek") úplnou protikorozní
ochranu a bezkouřovou spalovací komoru, tah byl zvýšen na
10500 kp. RD-33-10M, poprvé prezentovaný na výstavě MAKS 2001,
je prototypem motorů VK-10M (VKS-10), jejichž výkon bude
11000-11500 kp. Sériová výroba by měla začít v roce 2010,
motor by pak mohl nahradit stávající pohonné jednotky letounů
MiG-29K/M1/M2/SMT
RD-33-10M2
Zkušební motor s tryskou ovladatelnou ve dvou rovinách.
RD-33N a SMR-95A/B
Tyto motory jsou určeny pro
modernizované jednomotorové stíhače 2. a 3. generace. RD-33N pro typu
MiG-21, konstrukčně stejná exportní varianta, nazvaná SMR-95,
poslouží pro pohon letounů Mirage III, Mirage F-1.

RD-33N
SMR-95 je oproti základnímu RD-33 kvůli
rozměrům trupu letounů Mirage o 1212 mm delší. Dalšími významnými
změnami je nová skříň náhonů, nyní umístěná
na spodní straně motoru, systém regulace přívodu paliva je
upraven pro optimálnější chod. SMR-95
byl v roce 1994 namontován do pokusných jihoafrických letounů Super Mirage F-1
(nejprve Mirage F-1AZ, poté Mirage F-1CZ) a Super Cheetah D-2 (značně
modernizovaná Mirage III) a úspěšně prošel všemi pozemními
a letovými zkouškami. Záměnou starých francouzských
motorů Atar 09K50 za nové ruské vzrostl forsážní tah o 16%, specifická
spotřeba paliva naopak klesla o 25%, zlepšily se mnohé letové charakteristiky
(zrychlení, dolet, ...), vypočtená efektivnost letounu v bojových
podmínkách vzrostla až o 200%. Se starými motory by bylo
vzhledem k nedostatku výkonu těžké se dostat do útočné
pozice za MiGy-23 při konfliktu v Angole, nyní by to už pravděpodobně
bylo možné.
U jednomotorových letounů je spolehlivost
pohonné jednotky podstatně důležitějším faktorem než u
letounů dvoumotorových. Motory Atar 09K50 vykazovaly meziopravový
resurs 1200-2000 hodin, od motorů SMR-95 se očekávalo alespoň
600 hodin, ale i toho by se jen stěží dosáhlo. Jiný zdroj udává,
že je doba
mezi generálními opravami RD-33N (SMR-95) je stanovena na 1000
hodin, garantovaný resurs (životnost) je 2000 hodin. To je ale
docela nepravděpodobné vzhledem k tomu, že SMR-95 byl vyvinut ze
základního RD-33 a to už počátkem 90. let. Tak výrazně navýšení
o více než 150% by muselo být podloženo řadou technických
vylepšení, které jsou aplikovány až na těch nejmodernějších
motorech řady RD-33.
Hlavním konstruktérem SMR-95 je V.
Starovojtěnkov. Na vývoji a výrobě motorů SMR-95 a skříní
náhonů se od počátku 90. let krom OKB Klimov, OKB "ZGA"
a Baranovova výrobního závodu podílí i jihoafrická společnosti
Marvol Management. Svůj podíl na vývoji a na konečné adaptaci
letounů pro nové motory měly společnosti MAPO MiG a Aerosud.
Krom motoru a skříně náhonů jsou nahrazeny i dva generátory
o výkonu 15 kW dvěma generátory o výkonu 40 kW typu PLG-40, díky
kterým je možno použít výkonnější elektronické
vybavení a výzbroj. Přibližně kolem roku 1995 se měly být
nové Super Mirage a Super Cheetah dostat do výzbroje.

Mirage F-1AZ s motorem SMR-95
I přes veškeré výhody,
jako je výkon, nízká spotřeba a také rychlá odezva na změnu
přípusti motoru, byl celý program u letectva JAR brzy zrušen,
a to z několika důvodů. Těmi byly cena, úplně jiná
filozofie logistiky a údržby JAR a Ruska, komplikace s úpravou
konstrukce letounů, komplikovaný provoz západního a východního
letounu v rámci jednoho letectva, nedostatečná životnost a také
nechuť dále utrácet na staré letouny Mirage. Přes tyto nevýhody
má projekt modernizace letounů Mirage (verze F-1, III, V
a jejich modifikace) alespoň u jiných letectev jistý potenciál, protože
stovky těchto letounů slouží v mnoha armádách světa, které by mohly
modernizací stávajících letounů oddálit drahý nákup zcela
nových strojů.
Čtyři RD-33N byly ve druhé polovině 90.
let vyvezeny do Číny, kde podstoupily testy na letounech FC-1.
(viz RD-93)
RD-33B/NB
Bezforsážní varianta pro létající prostředky různého určení.
RD-33V
Možná neexistuje, je v materiálech z výstavy MAKS. Je možné, že jde o motor RD-33B
RD-33AS
Startovací motor plánovaného hydroplánu A-42PE (Be-42PE) o výkonu 5200 kp.
Samotný let by zajišťovaly dva propfany D-27.
I-88
Motor vznikl ještě pod vedením Izotova odstraněním přídavného spalování z původního
RD-33. Měl tah přibližně 5400 kp a používal se na prototypech neúspěšného bitevníku IL-102 (první vzlet 25.10.1982)
RD-43
RD-43 je perspektivní motor 5. generace pro pohon letounů MiG-29SMT (SMT-II) /M1/M2.
Se vzrůstající hmotností modernizovaných MiGů-29 (větší
vnitřní palivové nádrže, elektronika, ...) bude nutno
nainstalovat výkonnější motory, jimiž by měly být právě
RD-43
nebo VKS-10.
Motory RD-43 měly být dokončeny v roce 2000. Tah má být přes
5500 kp na maximální režim a kolem 10000
kp na přídavné spalování, přičemž svými rozměry bude stále kompatibilní se starými
RD-33. Počítá
se se snížením spotřeby o 3-5%, systém řízení je samozřejmě
plně digitální (FADEC), samozřejmostí už se také pomalu stává
systém vektorování tahu.
RD-43 měly být velkým skokem už u letounů
MiG-29M. Nebyly ještě ale dokončeny a tak musely být
nainstalovány motory RD-33K, vyvinuté hlavně pro použití nad
mořem.
RD-93
K motoru RD-93 doposud nebylo uvolněno více konkrétnějších
informací. Ví se, že je to další odvozenina RD-33 se skříní
náhonů na spodní straně. Možná je založen přímo na motoru
RD-33N. Tah je pravděpodobně zachován -
5040 / 8300 kp.
Podle
tiskových zpráv z dubna 2004 plánuje Černyševův závod
dodávku nejprve 100 kusů a poté dalších 500 kusů motorů RD-93
Číně. Tímto motorem mají být vybaveny nové jednomotorové čínsko-pakistánské
stíhací
letouny FC-1 (Super-7) / JF-17. Tři
tyto letouny už podstupují testy s motory RD-93. Zda se dodávka
uskuteční záleží až na výsledku těchto testů. Tyto
zprávy potvrdil generální ředitel Černyševova závodu, Aleksandr
Novikov na konferenci Motory-2004 v Moskvě. První
exempláře byly postaveny už před několika lety, v roce 2004
se vyrábělo dalších minimálně 18 kusů, z toho 15 mělo být
hotovo do poloviny roku. Do konce roku 2004
by se měla uzavřít jednání o licenční výrobě motorů RD-93
přímo v Číně. S
motorem RD-93 se počítá také u stíhačů J-10 (F-10).
RD-133
Motor je založen na RD-33.
Technologie trysky KLIVT (KLImovskij Vektor Tjagi) s měnitelným
vektorem tahu umožňuje použití i na jiných a to i zahraničních
motorech. Tryska je osově souměrná vychýlitelná do všech směrů,
menší, lehčí, rychleji reaguje a je perspektivnější než
kterákoliv jiná doposud testovaná - ať už ruská, americká
nebo evropská.
Tryska KLIVT
Existují
čtyři základní přístupy při projektování trysky s řízeným
vektorem tahu (TVC - Thrust Vector Controlled). Nejstarším
mechanismem jsou masivní a těžké deflektory (letoun X-31), zdánlivě
jednoduchým, ale ne příliš vhodným řešením mohou být
ploché trysky (letoun F-15/SMTD, F-22). Velká pozornost byla věnována
technologii pohybu celé trysky (motor AL-31FP), ale nejvhodnějším
řešením je pohyb jen nadzvukové části trysky a právě tímto
směrem se kancelář Klimov vydala.
V případě AL-31FP se celá tryska
otáčí na kulovém kloubu a je dlouhá přibližně jeden metr -
tím je větší i moment síly, potřebný k vychýlení. U RD-133
se vychylují jen podstatně kratší desky zadní, divergentní
(nadzvukové) části trysky. Společně s nižším výkonem motoru je nutné
vynaložit značně menší sílu než v případě motorů AL-31FP.
Kompletní RD-133 s malou a konstrukčně jednoduchou tryskou
KLIVT váží 1145 kg, což je o 90 kg více než RD-33. Rozměry
motoru zůstávají stejné. Tah základního testovaného motoru je
nejspíše zachován na hodnotě 5040 / 8300 kp, ovšem některé
novější zdroje uvádějí i tah 5600 / 8900 kp nebo 5600 / 9000
kp (ten je pravděpodobně předpokládán pro sériovou variantu
motoru). Životnost motoru by měla být 2000 hodin.

Všechny desky nadzvukové části
jsou spojeny kruhem, který je při požadavku na změnu směru
proudu nakláněn pomocí tří hydraulických válců. Ty
jsou uchyceny k plášti komory přídavného
spalování. Vzhledem k poměrně značným silám, které na paty
válců působí, musela být konstrukce vnějšího pláště komory
přídavného spalování zesílena.
Maximální výchylka proudu je 15° do všech stran rychlostí 60°/s.
Kritickým problémem instalace vektorování
tahu bylo svázání s řídícím systémem letadla. Řešením
bylo buď navrhnout oddělený elektrický řídící systém nebo
lépe nahradit stávající systém letounu systémem fly-by-wire.
Při srovnání s konkurenčními
tryskami trvalo projektování několikanásobně kratší dobu. První zkušební exemplář
trysky byl zhotoven počátkem roku 1997. V rámci hlavní fáze pozemních zkoušek
vykonal motor RD-133 v letech 1997 a 1998 během šesti měsíců
a 50ti hodin provozu okolo 1000
naklonění ve všech režimech práce motoru, včetně plné forsáže.
Letové zkoušky měly začít už koncem roku 1997. Na konec roku 1998 byl plánován simulovaný vzdušný boj dvou
MiGů-29, jeden s motory RD-33, druhý s motory RD-133. Měla tak
být zodpovězena otázka zda instalovat vektorování tahu na
modernizované a nové pokročilé verze letounu. Původně si MiG objednal čtyři
motory, se změnou ve vedení firmy ale utichlo i počáteční
nadšení z technologie TVC a byl nakonec postaven jen jeden motor, který byl pak představen
na výstavách Dvigateli 1998 a MAKS 99. Pokud by se změnily postoje, byl výrobní
závod připraven postavit tři zbývající motory během tří měsíců.
Pokud by MiG neprojevil zájem o další rozvíjení technologie,
začala by kancelář Klimov vyjednávat s kanceláří Suchoj
o testování na letounech Su-27.
RD-133 má spolu s novým systémem řízení MiGu-29SMT
znamenat radikální zlepšení manévrovacích schopností
letounu při podzvukových rychlostech a při letu s vysokým úhlem
náběru. Použití vektorování je ale trochu
sporné, protože jeho výhody jsou výrazné až při relativně velmi nízkých
rychlostech (méně než M=0,5), které tvoří jen přibližně 5% letového času
stíhacího letounu. Po zbývající dobu
letu je systém vektorování tahu akorát nechtěná zátěž.
Nicméně v blízkém manévrovém bojí mají letouny s TVC vždy
navrch, nárůst hmotnosti je u nových motorů rodiny RD-33 kompenzován
vyšším výkonem a tak se s tryskou KLIVT pro budoucnost rozhodně
počítá. Vedení Černyševova výrobního závodu má snahu rozšířit
motory s TVC a tak údajně jejich cena nebude výrazně větší
než cena standardních motorů RD-33.
Jeden prototyp MiG-29M byl změněn na demonstrátor MiG-29OVT s
motory RD-133. Letoun byl představen na výstavě MAKS 2001, první
let měl být proveden na přelomu roku 2001 a 2002. MiG-29OVT
vykonal do září 2003 minimálně 10 letů. Podle zpráv z dubna
2004 přistoupila společnost MAPO MiG k letovým zkouškám
letounu MiG-29M2 s motory RD-133
Trysky motorů RD-133 na letounu MiG-29OVT
Motory budou k dispozici sériovým letounům MiG-29M1 (exportní
označení MiG-33), MiG-29M2 (exportní označení MiG-35) a
MiG-29SMT.
RD-333
Pokročilý motor 5. generace s TVC, byl vyvíjen
v polovině 90. let paralelně s motory RD-133. Vývoj se oproti
RD-133 trochu protáhl a tak měl být RD-333 připraven pro pozemní zkoušky
až kolem roku 2000, tah se má pohybovat kolem 10000 kp, životnost
má být stejně jako u RD-133 stanovena na 2000 hodin. Počítá
se s použitím na letounech MiG-29M1/M2.
Budoucnost motorů RD-33
Přes
své původní dětské nemoci se motory RD-33 rozrostly do řady
velice moderních, spolehlivých a výkonných modifikací. Motor
je svými parametry plně srovnatelný s nejlepšími světovými
motory, v některých charakteristikách nemá konkurenci. Dvacet
let zdokonalování vedlo téměř k 50% zvýšení výkonu a ke značném zlepšení životnosti. Výkonová
hranice, kterou už pravděpodobně s touto koncepcí motoru nepůjde
překonat, je odhadem mezi 12000 a 13000 kp.
Motory
řady RD-33 jsou nabízeny i pro projekty perspektivních lehkých
stíhacích letounů. Přednost ale bude nejspíše dána motorům generace 4++ nebo 5 firmy Saturn.
CHARAKTERISTIKA MOTORA RD-33
Motor RD-33 je dvojprúdový, dvojhriadeľový letecký
turbokompresorový motor s malým obtokovým pomerom, so štvorstupňovým dúchadlom
a deväťstupňovým axiálnym vysokotlakovým kompresorom, prstencovou hlavnou
spaľovacou komorou, dvojstupňovou axiálnou chladenou plynovou turbínou
reakčného typu a výstupnou sústavou motora so zmiešavacou komorou, komorou
prídavného spaľovania a všerežimovou nadzvukovou výstupnou dýzou s nezávisle
ovládaným kritickým prierezom a výstupným prierezom podľa samostatných
regulačných programov. Motor RD-33 má uzatvorenú olejovú sústavu,
hydromechanickú riadiacu palivovú sústavu a mnohoúčelovú diagnostickú sústavu.
Motor RD-33 je modulovej konštrukcie. Je
rozdelený na 8 modulov, ktoré umožňujú ich výmenu pri opravách. Základné moduly
tvorí uzol dúchadla, centrálny pohon, plynový generátor, rotor nízkotlakovej
plynovej turbíny, teleso usmerňovacích ústrojenstiev nízkotlakovej plynovej
turbíny, komora prídavného spaľovania, výstupná dýza a skriňa pohonov agregátov
motora.
ZÁKLADNÉ TECHNICKÉ ÚDAJE MOTORA RD-33
Ťah motora na maximálnom režime | FT,max. = 49,44 kN |
Ťah motora na režime prídavného spaľovania | FT,PS = 81,42 kN |
Maximálne otáčky dúchadla | nD,max. = 11000 min.-1 |
Maximálne otáčky vysokotlakového kompresora | nK,max. = 15500 min.-1 |
Obtokový pomer | m = 0,549 |
Maximálne prietokové množstvo vzduchu | Qv = 77 kg.s-1 |
Maximálny stupeň stlačenia kompresora | πKC = 22 |
Maximálny stupeň stlačenia dúchadla | πKC,D = 3,14 |
Maximálny stupeň stlačenia vysokotlakového kompresora | πKC,VTK = 7 |
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režime | cm,max. = 0,076 kg.N-1.h-1 |
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovania | cm,PS = 0,205 kg.N-1.h-1 |
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínou | t3c,max. = 1236°C |
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínou | t4c,max. = 820+25°C |
Akcelerácia motora (voľnobeh - maximál) | t = 4,4 - 5,9 s |
Celková dĺžka motora | L = 4130 mm |
Maximálny priemer motora | Dmax. = 1000 mm |
Suchá hmotnosť motora | G = 1050 kg |
KONŠTRUKCIA MOTORA RD-33

1 - dúchadlo; 2 - vysokotlakový kompresor; 3 - hlavná spaľovacia komora;
4 - vysokotlaková plynová turbína;
5 - nízkotlaká plynová turbína; 6 - zmiešavač; 7 - difúzor komory prídavného spaľovania;
8 - predĺžovacia rúra; 9 - všerežimová nadzvuková výstupná dýza.
Kompresor
Kompresor
motora RD-33 je axiálny, dvojprúdový, dvojhriadeľový, trinásťstupňový, so
štvorstupňovým dúchadlom a
deväťstupňovým vysokotlakovým kompresorom s natáčacími
usmerňovacími lopatkami troch stupňov.
Rotor
dúchadla je diskobubnovej konštrukcie s predným a zadným čapom. Je uložený na
prednom valčekovom ložisku a zadnom guličkovom ložisku. Zadný čap rotora
dúchadla je spojkou spojený s hriadeľom nízkotlakovej plynovej turbíny motora.
Stator dúchadla je zložený z vonkajšieho plášťa a vnútorného plášťa, ktoré sú vzájomne spojené štyrmi rebrami. K
častiam vnútorného plášťa je upevnené teleso predného valčekového ložiska a
aerodynamický kryt. V priestore vonkajšieho plášťa je umiestnený vírivý
prstenec, ktorý zvyšuje zásobu stabilnej práce kompresora motora. V priestore
aerodynamického krytu sú umiestnené snímače otáčok dúchadla. Ochranu pred
vznikom námrazy vo vstupnej časti motora zabezpečuje odmrazovacia sústava
motora. Na vonkajšom plášti sa nachádzajú závesy pre upevnenie motora do
konštrukcie draka lietadla.
V priestore medzi
dúchadlom a vysokotlakovým kompresorom je umiestnený centrálny pohon, ktorý
zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od rotora vysokotlakového kompresora do
skrine motorových agregátov a na pohon odsávacích olejových čerpadiel.
Rotor vysokotlakového
kompresora je diskobubnovej konštrukcie, ktorá je tvorená predným bubnom,
stredným bubnom, diskom 7., 8. a 9. stupňa, diskom labyrintu a hriadeľom. Je
uložený na prednom guličkovom ložisku a zadnom valčekovom ložisku, ktoré
zároveň nesie aj hriadeľ vysokotlakovej plynovej turbíny.
Stator vysokotlakového kompresora tvoria
vstupné natáčacie usmerňovacie lopatky, teleso 1. a 2. stupňa s natáčacími
usmerňovacími lopatkami, teleso usmerňovacích lopatiek 3. až 8. stupňa a
usmerňovacie ústrojenstvo 9. stupňa.
Dúchadlo;
Vysokotlakový kompresor
Hlavná spaľovacia komora
Hlavná spaľovacia komora motora RD-33 je
priamoprúdová, prstencového typu. Tvorí ju teleso hlavnej spaľovacej komory,
plamenec, palivová rampa s 24 palivovými dýzami a 2 zapaľovače. Teleso hlavnej
spaľovacej komory je nosnou časťou motora. Plamenec má vytvorených 24 hlavíc,
do ktorých sú vložené palivové dýzy. Palivové dýzy sú dvojkanálové, prevzdušnené,
odstredivého typu. Na zapálenie zmesi paliva a vzduchu v hlavnej spaľovacej
komore slúžia dve zapaľovacie sviečky SP-51P. Pre zvýšenie účinnosti zapálenia
zmesi paliva a vzduchu počas letu slúži kyslíková sústava motora, ktorá
zabezpečuje prívod kyslíka do motora pri jeho spúšťaní počas letu. Nespálené palivo
z priestoru hlavnej spaľovacej komory odvádza odpadový ventil do odpadovej sústavy
motora.
V prednej časti hlavnej spaľovacej komory
je umiestnený snímač signalizácie nestabilnej práce SPT-88-2L. Na vonkajšom
telese hlavnej spaľovacej komory sú vytvorené nátrubky odberu vzduchu pre
odmrazovaciu sústavu motora, regulačnú sústavu motora, sústavu pretlaku
olejových tesnení a pre klimatizačnú sústavu kabíny lietadla.
Plynová turbína
Plynová turbína
motora RD-33 je axiálna, dvojstupňová, dvojhriadeľová, chladená, reakčného
typu. Stupeň expanzie plynu na plynovej turbíne je πT = 7,5.
Plynovú turbínu tvorí vysokotlaková plynová turbína a nízkotlaková plynová
turbína.
Vysokotlaková
plynová turbína je axiálna, jednostupňová, jednohriadeľová, chladená, reakčného
typu. V statorovej časti vysokotlakovej plynovej turbíny je umiestnené
usmerňovacie ústrojenstvo prvého stupňa. Usmerňovacie lopatky sú duté, chladené
vzduchom, privádzaným zo sekundárneho prúdu v hlavnej spaľovacej komore. Na
usmernenie chladiaceho vzduchu slúžia deflektory, umiestnené v dutinách
lopatiek. Usmerňovacie lopatky sa vyrábajú odlievaním po tri v jednej sekcii.
Rotor vysokotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie. Rotorové lopatky
sú duté, chladené vzduchom, ktorý sa privádza od 5. stupňa vysokotlakového
kompresora motora. Hriadeľ rotora vysokotlakovej plynovej turbíny je uložený na
spoločnom guličkovom ložisku vysokotlakového kompresora a na valčekovom
ložisku vysokotlakovej plynovej turbíny.
Nízkotlaková
plynová turbína (plynová turbína dúchadla) je axiálna, jednostupňová,
jednohriadeľová, chladená, reakčného typu. Usmerňovacie lopatky nízkotlakovej
plynovej turbíny sú duté, chladené chladiacim vzduchom, privádzaným od 5. stupňa
vysokotlakového kompresora motora.
Rotor nízkotlakovej plynovej turbíny je diskovej konštrukcie s dutými
rotorovými lopatkami, ktoré chladí chladiaci vzduch, privádzaný od 5. stupňa
vysokotlakového kompresora motora. Hriadeľ rotora nízkotlakovej plynovej turbíny
je uložený na zadnom guličkovom ložisku dúchadla a zadnom valčekovom ložisku
plynovej turbíny dúchadla. Teleso opôr zabezpečuje uloženie valčekového ložiska
rotora vysokotlakovej plynovej turbíny a valčekového ložiska nízkotlakovej
plynovej turbíny a prenos síl na vonkajšiu skriňu motora.
Stator plynovej turbíny vysokého tlaku;
Rotor plynovej turbíny vysokého tlaku;
Stator plynovej turbíny nízkeho tlaku;
Rotor plynovej turbíny nízkeho tlaku;
Zadné teleso;
Uzol plynovej turbíny
Výstupná sústava
Výstupná
sústava motora RD-33 je zložená zo zmiešavacej komory, difúzora komory
prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a všerežimovej nadzvukovej
regulovateľnej výstupnej dýzy.
Komora
prídavného spaľovania je spoločná pre obidva prúdy. V priestore pred difúzorom
komory prídavného spaľovania dochádza k zmiešavaniu vonkajšieho prúdu vzduchu
a vnútorného prúdu plynu v zmiešavacej komore. V difúzore komory
prídavného spaľovania sú umiestnené palcové rozstrekovače a stabilizátory
plameňa. Zvláštnosťou je zapaľovanie komory prídavného spaľovania pomocou
pochodňového zapaľovača, ktorý je umiestnený v hlavnej spaľovacej komore
motora.
Predĺžovacia
rúra teleskopicky spojuje difúzor komory prídavného spaľovania s
všerežimovou nadzvukovou výstupnou dýzou. Z vonkajšej strany sa k
predĺžovacej rúre upevňuje špeciálny aerodynamický kryt pre usmernenie
chladiaceho vzduchu.
Regulovateľná výstupná
dýza motora je nadzvuková, Lavalového typu, s nezávisle ovládateľným kritickým
a vonkajším priemerom podľa samostatných programov regulácie. Kritický priemer
sa mení od DKR.min. = 480 mm do DKR.max. = 760 mm a
vonkajší priemer od DVON.min. = 499 mm do DVON.max. = 970
mm. Ovládanie segmentov podzvukovej a nadzvukovej časti výstupnej dýzy
zabezpečujú hydraulické pracovné valce, napájané vysokotlakovým palivom. Dve
sústavy ovládacích hydraulických pracovných valcov výstupnej dýzy sú atypicky,
radiálnym smerom, rozmiestnené po obvode podzvukovej a nadzvukovej časti
všerežimovej nadzvukovej výstupnej dýzy.


V průřezech jde jasně vidět, že motor není úplně osově souměrný. Tryska je přibližně o 5° skloněna dolů.

Detaily vnitřku konvergentní-divergentní trysky a třetího palivového kolektoru přídavného spalování.

Detaily vnějšího pláště trysky
Teleso vonkajšieho prúdu vzduchu
Teleso vonkajšieho prúdu motora RD-33
zabezpečuje vytvorenie kanála dodávky vzduchu od dúchadla do
zmiešavača pred difúzorom komory prídavného spaľovania. Teleso sa skladá
z prednej a zadnej časti, ktoré sú vzájomne spojené skrutkami. Prednou
prírubou sa teleso vonkajšieho prúdu vzduchu upevňuje k zadnej prírube
vonkajšieho telesa opôr kompresora a zadnou prírubou sa spojuje s prírubou zmiešavacej
komory.
Výstupná dýza
Kinematika motora
Kinematika motora RD-33 zabezpečuje prenos
krútiaceho momentu od hriadeľa rotora vysokotlakového kompresora cez centrálny
pohon do skrine motorových agregátov, bloku odsávacích olejových čerpadiel a
cez skriňu motorových agregátov do skrine lietadlových agregátov.
Centrálny pohon prenáša krútiaci moment od rotora
vysokotlakového kompresora motora do skrine motorových agregátov, ktorá slúži
na pohon pomocných agregátov motora a na prenos krútiaceho momentu do skrine lietadlových
agregátov.
Skriňa
motorových agregátov je súčasťou motora. Je umiestnená v hornej časti
telesa opôr kompresora. Slúži na upevnenie agregátov motora a na ich pohon. Na
jednotlivé príruby skrine motorových agregátov je upevnený olejový agregát, čerpadlo-regulátor
NR-59A, dodávacie palivové čerpadlo DCN-78, odstredivý odvzdušňovač,
vysokotlakové piestikové palivové čerpadlo NP-96, palivové čerpadlo prídavného
spaľovania FN-59A, snímač otáčok D-3 a dva snímače otáčok DČV-2500. Zo skrine
motorových agregátov je prenášaný krútiaci moment do skrine lietadlových
agregátov, na ktorej sa nachádzajú
generátory elektrického prúdu a hydraulické čerpadlá.
Skriňa lietadlových agregátov je spoločná pre
obidva motory lietadla. Slúži na upevnenie a pohon lietadlových agregátov a
umiestnenie turbínového spúšťača-energetického uzla GTDE-117A. Pri spúšťaní motorov lietadla MiG-29
turbínový spúšťač-energetický uzol GTDE-117A zabezpečuje prenos krútiaceho
momentu cez skriňu lietadlových agregátov na skriňu motorových agregátov
spúšťaného motora. Pri činnosti v režime energetického zdroja zabezpečuje
výrobu elektrického prúdu pre potreby lietadla.
GTDE-117 je turbohřídelový motor s volnou turbínou (turbína, která
pohání jen výstupní hřídel, nikoliv kompresor). Konstrukce
je modulární. Odstředivý kompresor pohání jednostupňová
turbína. Hřídel volné turbíny pohání reduktor otáček. GTDE-117 a
jejich modifikace mají relativně nízkou hmotnost, jsou použity
na letounech MiG-29, MiG-29K, Su-27, Su-30, Su-33 a v neposlední řadě Su-35.
Vyvinuty byly závodem V. J. Klimova, vyrábí je závod "Rudý říjen".

GTDE-117
Jméno |
GTDE-117 |
Teplota použití |
-60°C až +60°C |
Výkon při režimu startování motorů
H=0 m, standardní atmosférické podmínky
|
98 hp |
H=2,5 km, teplota +30°C |
65 hp
|
Výkon při režimu energetického zdroje
|
70 hp
|
Otáčky
výstupní hřídele - startovní režim |
4540 ot/min |
- režim energetického zdroje |
2500 ot/min |
Palivo |
RT, TS-1 a podle dohody se zákazníkem |
Max. spotřeba paliva |
67 kg/h
|
Délka |
708 mm |
Výška |
310 mm |
Šířka |
339 mm |
Hmotnost |
40 kg |
Standardní atmosférické podmínky - tlak 1013 hPa, teplota 15°C
SÚSTAVY MOTORA RD-33
Olejová sústava
Olejová
sústava motora RD-33 je tlaková, cirkulačná, autonómna, s priamym odvzdušnením
do výšky H = 8000m. Vo výškach nad H > 8000m je olejová sústava pretlakovaná
vzduchom.
Olejovú
sústavu motora tvorí olejová nádrž, olejový agregát, blok odsávacích olejových
čerpadiel, palivo-olejový radiátor, odstredivý odvzdušňovač, hydraulický
akumulátor a diferenciálny pneumatický ventil.
Cirkuláciu
oleja v olejovej sústave motora zabezpečuje tlakové zubové čerpadlo, ktoré je
súčasťou olejového agregátu a sústava odsávacích zubových čerpadiel. Tlak oleja
v tlakovej vetve je redukčným ventilom udržiavaný na hodnote po =
0,35+0,05 MPa. Odsávaný olej z mazaných miest je odlučovaný
z olejovo-vzduchovej zmesi od vzduchu v odstredivom odlučovači a
ochladzovaný v palivo-olejových výmenníkoch. Odvzdušnenie olejovej sústavy
zabezpečuje odstredivý odvzdušňovač priamo do atmosféry do výšky H = 8000 m.
Vo výškach nad H > 8000 m pretlakové zariadenie odstredivého
odvzdušňovača udržuje stály tlakový rozdiel vzduchu medzi olejovou sústavou
a okolitou atmosférou na hodnote Δp = 0,016 MPa.
Zvláštnosťou
olejovej sústavy motora je použitie pružinového olejového akumulátora, ktorý dodáva tlakový olej pri
krátkodobých poklesoch tlaku oleja v olejovej sústave motora. Olejový
akumulátor umožňuje dodávku oleja do tretieho ložiska motora po dobu 17 sekúnd
pri letoch na chrbte.
Olejová sústava motora pracuje s mazacím
olejom IPM-10 alebo 36/I-KY-ATY 38-101384-78, prípadne ich západnými
ekvivalentmi ako napr. JET OIL 2. Olejový systém má kapacitu 10.5 - 11.5 litru, spotřeba oleje činí přibližně 1 litr za hodinu.
Sústava automatickej regulácie a ovládania motora
Sústava automatickej regulácie a ovládania motora
RD-33 je určená pre dodávku paliva a automatické ovládanie motora na ustálených
a prechodových režimoch činnosti motora v celom rozsahu výšok a rýchlostí
letu lietadla MiG-29. Sústava je hydromechanická s blokom obmedzovačov,
ktoré zabezpečujú ovládanie hydromechanických agregátov v hraničných
režimoch a reguláciu parametrov motora pri nestabilnej práci motora a pri
spúšťaní režimu prídavného spaľovania.
Palivová sústava motora je ovládaná pákou ovládania motora.
Sústavu
automatickej regulácie a ovládania motora tvorí palivová sústava nízkeho tlaku
paliva, palivová sústava regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej
komory, palivová sústava regulovanej dodávky paliva do komory prídavného
spaľovania, vysokotlaková palivová sústava, palivová sústava ovládania
všerežimovej výstupnej dýzy motora, sústava ochrany pred nestabilnou prácou
motora, sústava elektrických snímačov vstupných veličín a odpadová palivová
sústava.
Palivová
sústava nízkeho tlaku paliva zabezpečuje dodávku paliva s potrebným tlakom do
agregátov palivovej sústavy dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory, do
agregátov palivovej sústavy dodávky paliva do komory prídavného spaľovania a do
vysokotlakovej palivovej sústavy motora. Palivovú sústavu nízkeho tlaku paliva
tvorí dodávacie palivové čerpadlo DCN-78, centrálny palivový čistič a
vypúšťací kohút.
Palivová
sústava regulovanej dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje
regulovanú dodávku paliva pri spúšťaní motora na zemi a počas letu a pri prechodových
režimoch, automatické udržiavanie nastavených otáčok motora včítane korekcie
podľa teploty vzduchu na vstupe do motora, obmedzenie minimálnej dodávky
paliva, obmedzenie hraničných režimov, ovládanie natáčacích lopatiek
usmerňovacích ústrojenstiev kompresora, prenos elektrických signálov
v závislosti na polohe páky ovládania motora, vytvorenie riadiaceho tlaku
paliva na ovládanie činnosti jednotlivých agregátov palivovej sústavy dodávky
paliva do komory prídavného spaľovania motora, dodávku paliva do odmrazovacej
sústavy motora, stabilný chod motora pri použití výzbroje, udržanie potrebného
tlaku paliva pri autorotácii motora, rozdelenie paliva medzi prvú a druhú
palivovú rampu v hlavnej spaľovacej komore a vypnutie motora.
Dodávku
paliva pri spúšťaní motora zabezpečuje spúšťací automat
v čerpadle-regulátore NR-59 v závislosti na rozdiele tlaku celkového
vzduchu za kompresorom a atmosférickým tlakom vzduchu Qp,sp = k.(pKc
– pH). Spúšťací automat má výškovú korekciu, ktorá reguluje dodávku
paliva pri spúšťaní motora počas letu.
Dodávku
paliva pri akcelerácii motora zabezpečuje
akceleračný automat v čerpadle-regulátore NR-59A v závislosti
na celkovom tlaku vzduchu za kompresorom a
prepočítaných otáčkach vysokotlakového rotora Qp,A = pKc.f(nK,pr.).
Minimálnu
dodávku paliva do hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje dávkovací kohút
čerpadla-regulátora NR-59A v závislosti na hodnote celkového tlaku vzduchu
na vstupe do kompresora motora p1c podľa závislosti Qp,min.
= f(p1c).
Udržiavanie
parametrov motora na ustálených režimoch a pri voľnobehu sa zabezpečuje
dodávkou paliva do hlavnej spaľovacej komory a zmenou prierezu všerežimovej
výstupnej dýzy motora. Reguláciu dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory
určuje poloha páky ovládania motora s korekciou podľa celkovej teploty
vzduchu pred kompresorom t1c pôsobením na regulátor otáčok
vysokotlakového rotora Qp,HSK = f(nK, t1c).
Udržiavanie
ustálených parametrov motora pri maximálnom režime a pri režimoch prídavného
spaľovania sa zabezpečuje spoločnou činnosťou bloku hraničných regulátorov
BPR-88, čerpadla-regulátora NR-59A a
regulátora výstupnej dýzy a prídavného spaľovania RSF-59A.
Reguláciu
vstupných usmerňovacích lopatiek vysokotlakového kompresora
a usmerňovacích lopatiek prvých dvoch stupňov vysokotlakového kompresora
v závislosti na prepočítaných otáčkach vysokotlakového kompresora αuú,VTK
= f(nK,pr.) zabezpečuje regulátor usmerňovacích ústrojenstiev
kompresora, ktorý je súčasťou čerpadla-regulátora NR-59A.
Palivovú
sústavu dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory tvorí čerpadlo-regulátor NR-59A, rozdeľovač paliva
RT-59I, palivo-olejový výmenník 4700T, puzdrový plynový tepelný snímač teploty
na vstupe do kompresora motora TDK a blok hraničných regulátorov BPR-88.
Súčasťou čerpadla-regulátora NR-59A je palivová sústava ovládania natáčacích
lopatiek usmerňovacích ústrojenstiev kompresora motora.
Blok
hraničných regulátorov BPR-88 slúži na riadenie hydromechanických agregátov zo
sústavy regulácie motora a na vydávanie diskrétnych povelov do elektrických
obvodov lietadla.
Blok
hraničných regulátorov BPR-88 spolu s hydromechanickými regulátormi
zabezpečuje na maximálnom režime a na režimoch prídavného spaľovania stanovený
program obmedzenia otáčok vysokotlakového kompresora v závislosti na
celkovej vstupnej teplote vzduchu do kompresora t1c zmenou dodávky
paliva do hlavnej spaľovacej komory, stanovený program obmedzenia celkovej
výstupnej teploty plynov za plynovou turbínou t4c v závislosti
na vstupnej teplote vzduchu do kompresora t1c zmenou dodávky paliva
do hlavnej spaľovacej komory, stanovený program regulácie otáčok dúchadla nD
v závislosti na vstupnej teplote vzduchu do kompresora t1c
zmenou kritického prierezu výstupnej dýzy motora a stanovený program
obmedzenia otáčok dúchadla v závislosti na vstupnej teplote vzduchu do
kompresora t1c zmenou dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory.
Blok
hraničných regulátorov BPR-88 spolu s hydromechanickými regulátormi zabezpečuje
na cestovnom režime stanovený program regulácie pomeru prepočítaných otáčok
dúchadla nD,pr. a prepočítaných otáčok vysokotlakového kompresora nK,pr.
Zmenou kritického prierezu všerežimovej výstupnej dýzy.
Blok
hraničných regulátorov BPR-88 spolu s hydromechanickými regulátormi zabezpečuje
riadenie režimov prídavného spaľovania podľa stanovenej logickej funkcie
a ochranu motora pred nestabilnou prácou.
Palivová
sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania zabezpečuje regulovanú
dodávku paliva do palivových rámp v komore prídavného spaľovania pri zapnutých
režimoch prídavného spaľovania. Množstvo dodávaného paliva je regulované v
závislosti na polohe páky ovládania motora a tlaku vzduchu za kompresorom
motora Qp,KPS = f(αPOM, pKc).
Palivovú
sústavu dodávky paliva do komory prídavného spaľovania tvorí
palivové čerpadlo prídavného spaľovania FN-59A, regulátor prídavného
spaľovania RF-59, rozdeľovač paliva prídavného spaľovania RTF-59 a dva
vzduchové reduktory.
Palivová
sústava komory prídavného spaľovania zabezpečuje zapálenie paliva v komore
prídavného spaľovania, činnosť komory prídavného spaľovania pri režime
minimálneho prídavného spaľovania, dodávku paliva do komory prídavného
spaľovania pri rôznych režimoch prídavného spaľovania, akceleráciu motora pri
režimoch prídavného spaľovania, vypnutie
režimov prídavného
spaľovania a blokovanie zapnutia
režimov prídavného spaľovania.
Palivová
sústava komory prídavného spaľovania je ovládaná pákou ovládania motora,
hydraulickými povelmi od snímača vstupnej teploty vzduchu do kompresora t1c
TDK, čerpadlom-regulátorom NR-59A a elektrickými signálmi z bloku
obmedzovačov BPR-88.
Vysokotlaková
palivová sústava zabezpečuje vytvorenie vysokého tlaku paliva pre potreby
napájania hydraulických pracovných valcov ovládania podzvukovej a nadzvukovej
časti výstupnej dýzy. Zdrojom vysokotlakového paliva je piestikové čerpadlo
NP-96M, ktoré dodáva maximálny tlak paliva p = 21MPa.
Palivová
sústava ovládania všerežimovej nadzvukovej výstupnej dýzy zabezpečuje ovládanie
kritického prierezu a výstupného prierezu výstupnej dýzy motora podľa vzájomne
nezávislých regulačných programov. Zmenou kritického prierezu výstupnej dýzy sa
udržujú otáčky dúchadla na hodnote podľa stanoveného programu nD =
f(S5,kr.).
Výstupný
prierez výstupnej dýzy sa reguluje z dôvodu udržania stanoveného tlakového
spádu medzi tlakom plynov v nadzvukovej časti výstupnej dýzy a tlakom
okolitej atmosféry Δpreg. = (p5,von. - pH),
čím sa zabezpečí úplná expanzia plynov vo výstupnej dýze.
Kritický
priemer všerežimovej nadzvukovej výstupnej dýzy sa na cestovných režimoch mení
regulátorom výstupnej dýzy RS-59A tak, aby bol v súlade
s programom regulácie nD,pr.
= f1(nK,pr.).
Pri
maximálnom režime a pri režimoch prídavného spaľovania vytvára blok BPR-88
signál, ktorý je závislý na rozdiele medzi skutočnými a stanovenými otáčkami
vysokotlakového kompresora, ktoré sú dané vzťahom nK = f2(t1c).
Podľa tohto signálu sa mení dodávka paliva do hlavnej spaľovacej komory. Okrem
toho blok BPR-88 vytvára signál, ktorý je závislý na rozdiele medzi skutočnými
a stanovenými otáčkami dúchadla ΔnD a v závislosti na ňom
dochádza k zmene kritického prierezu výstupnej dýzy.
Palivovú
sústavu ovládania výstupnej dýzy motora tvorí regulátor výstupnej dýzy RS-59,
regulátor výstupného prierezu RVS-59, palivový čistič FG-11SN, hydraulické
pracovné valce a spätná väzba.
Odpadová palivová
sústava zabezpečuje zber a odvod odpadových kvapalín z hlavnej spaľovacej
komory a ostatných agregátov motora. Pomocná odpadová sústava zabezpečuje
odvod kvapalín z druhého prúdu motora. Odsávanie odpadových kvapalín zabezpečuje
ejektor.
Sústava predchádzania a likvidácie nestabilnej práce motora
Sústava
predchádzania a likvidácie nestabilnej práce motora zabezpečuje prestavovanie
usmerňovacích ústrojenstiev kompresora motora pri splnení predpokladov vzniku
nestabilnej práce kompresora motora a prerušenie dodávky paliva do hlavnej
spaľovacej komory motora po vzniku nestabilnej práce kompresora motora so
súčasným uvedením automatického spúšťania motora počas letu.
Činnosť
sústavy je založená na princípe analýzy veľkosti pulzácií tlaku vzduchu za vysokotlakovým
kompresorom. Ak vzniknú v motore pulzácie tlaku, sú snímané snímačom
pulzácií, z ktorého sa odoberá signál, na základe ktorého kanál ochrany
proti nestabilnej práci v BPR-88 vydá povel na:
- uzatvorenie odpúšťacieho a uzatváracieho ventilu
KSO-59, čím sa prerušuje dodávka paliva do hlavnej spaľovacej komory;
- prestavenie usmerňovacích lopatiek vysokotlakového
kompresora regulátorom v čerpadle-regulátore NR-59A;
- kanál regulácie otáčok dúchadla, ktorý zabezpečí
otvorenie kritického prierezu všerežimovej výstupnej dýzy;
- sústavu automatickej regulácie vstupného ústrojenstva motora pre korekciu
programu regulácie;
- spúšťací panel motora pre automatické spúšťanie motora počas letu;
- záznamové zariadenie
TESTER, ktoré zaznamená jednorázový signál PUMPOVANIE ĽAVÉHO (PRA-VÉHO)
MOTORA”.
Výkonné prvky sústavy predchádzania a
likvidácie nestabilnej práce motora sú súčasťou čerpadla-regulátora NR-59A,
odpúšťacieho a uzatváracieho ventilu KSO-59 a regulátora výstupnej dýzy
RS-59A. Zapnutie sústavy predchádzania a likvidácie nestabilnej práce motora
je blokované výškou letu H < 3000 m a rýchlosťou letu M < 1,15.
Sústava chladenia plynovej turbíny motora
Sústava chladenia plynovej turbíny motora
RD-33 zabezpečuje dodávku chladiaceho vzduchu na chladenie usmerňovacích
lopatiek a rotorových lopatiek 1. a 2. stupňa plynovej turbíny vzduchom zo
sekundárneho prúdu vzduchu v hlavnej spaľovacej komore a vzduchom, ktorý je
odoberaný za 5. stupňom vysokotlakového kompresora motora.
Odmrazovacia sústava motora
Odmrazovacia sústava
motora zabezpečuje ochranu aerodynamického krytu a nábežných hrán
aerodynamických rebier vstupného ústrojenstva motora pred usadzovaním námrazy.
Odmrazovacia sústava motora pracuje s horúcim vzduchom, ktorý je odoberaný zo
sekundárneho prúdu v hlavnej spaľovacej komore motora. Prívod horúceho vzduchu
je ovládaný signálom od bloku hraničných povelov BDK-88.
Spúšťacia sústava motora
Spúšťacia
sústava motora RD-33 zabezpečuje samostatné spúšťanie motora na
zemi v ľubovoľnom poradí, postupné spúšťanie obidvoch motorov, studené
pretočenie motorov a turbínového spúšťača GTDE-117A, automatické,
poloautomatické a ručné spúšťanie motorov počas letu, ústretové spúšťanie
motorov počas letu pri streľbe z kanóna a pri odpaľovaní rakiet.
Motory sa spúšťajú na zemi pomocou pozemného zdroja elektrickej energie alebo s
využitím palubných akumulátorových batérií turbínovým spúšťačom
s energetickým uzlom GTDE-117A prostredníctvom skrine lietadlových
agregátov a skrine motorových agregátov spúšťaného motora.
Do spúšťacej sústavy
motora patrí spúšťací automat APD-88,
turbínový spúšťač-energouzol GTDE-117A, zapaľovacia sústava hlavnej
spaľovacej komory motora a kyslíková sústava motorov.
Pri spúšťaní motorov
RD-33 na zemi sa kyslík z kyslíkovej sústavy motora privádza len do
turbínového spúšťača GTDE-117A.
Pri spúšťaní motora RD-33 na zemi sa spúšťací
cyklus prerušuje po 50 sekundách, ak motor nedosiahol otáčky nK > 50 %.
Sústava kontroly pohonnej sústavy
Sústava kontroly
pohonnej sústavy slúži na vizuálnu kontrolu parametrov motorov a na
signalizáciu hraničných režimov motorov.
Sústava kontroly
pohonnej sústavy zabezpečuje indikáciu otáčok vysokotlakového kompresora, indikáciu
teploty plynov za nízkotlakovou plynovou turbínou, zaznamenávanie doby
činnosti motora na maximálnom režime, na režimoch prídavného spaľovania a na
režimoch zvýšenej teploty, odovzdávanie signálov o otáčkach motora do elektrických
obvodov lietadla, vytváranie povelov, ktoré charakterizujú hraničné režimy motorov,
skrine lietadlových agregátov a turbínového spúšťača pre sústavu signalizácie,
sústavu EKRAN a zariadenie rečových informácií, vytvára povely a signály, ktoré
charakterizujú stav rôznych sústav a agregátov, zaznamenávaných
v zariadení TESTER.
Palubná sústava
samokontroly a výstrahy EKRAN patrí do sústavy výstražnej signalizácie
lietadla. Združuje všetky samokontrolné sústavy lietadla a zabezpečuje automatizovanú
kontrolu prevádzkyschopnosti agregátov a sústav lietadla pri jeho príprave
k letu a počas letu, včítane záznamov o poruchách. Po pristáti lietadla
sústava EKRAN dokumentuje poruchy počas letu. Informácie o stave sústav a
agregátov, ktorých poruchy a parametre priamo neohrozujú bezpečnosť letu, ako
aj informácie o sústavách a agregátoch, ktoré sa signalizujú červenými
signalizačnými tablami, sa dokumentujú bez ich indikácie na signalizačnom table
sústavy EKRAN. Sústava EKRAN môže pracovať v režime samokontroly, režime
pozemnej kontroly a režimu kontroly počas letu. Sústava EKRAN – 03M zaznamenáva
59 signálov, z ktorých sa 17 signálov týka motorov, turbínového spúšťača
alebo skrine lietadlových agregátov.
Palubný registrátor
parametrov TESTER-U3 séria LK zabezpečuje záznam 38 binárnych signálov a 56
analógových signálov. 24 analógových signálov a 11 binárnych signálov, zaznamenávaných
záznamovým zariadením, charakterizuje stav motorov.
Sústava rečovej
informácie BRK-88 dáva pilotovi 19 rečových informácií o stave lietadlových a
motorových sústav.
Sústava pozemnej
kontroly parametrov ľavého a pravého motora zabezpečuje snímanie 12 signálov parametrov motorov a 2
signály parametrov skrine lietadlových agregátov. Pozemná kontrola motorov sa
vykonáva pultom pozemnej kontroly PNK-88, ktorý sa pripojuje k prípojke
v šachte ľavej podvozkovej nohy.
V kabíne lietadla
MiG-29 je na čelnej palubnej doske umiestnený dvojručičkový ukazovateľ otáčok
vysokotlakového rotora pravého a ľavého motora ITE-2 a dva ukazovatele
teploty výstupných plynov t4 ITG-1.
Na červených
signalizačných tablách v kabíne pilota sú signalizované nebezpečné stavy
motorov a skrine motorových agregátov „ПОЖАР
КСА“, „ПОЖАР
ЛЕВ.“, „ПОЖАР
ПРАВ.“, „СБРОСЬ
ОБОР. ЛЕВ.“,
„СБРОСЬ ОБОР.
ПРАВ.“ „МАСЛО
ЛЕВ.“, „МАСЛО
ПРАВ.“ a „МАСЛО
КСА“.
Na informatívnom table
sú signalizované režimy činnosti motorov signalizačnými tablami zelenej farby
„ЗАПУСК ЛЕВ.“,
„ЗАПУСК ПРАВ.“,
„ФОРСАЖ ЛЕВ.“ a
„ФОРСАЖ
ПРАВ.“.
TABUĽKA REŽIMOV MOTORA RD-33
Výškovo-rychlostné charakteristiky motora RD-33 na maximálnom režime a v režime plného prídavného spaľovania.
Technické údaje motorů řady RD-33 z jiných zdrojů
Typ |
- |
RD-33 |
RD-33K |
RD-133 |
RD-33N / SMR-95 |
Délka |
mm |
4230 |
4230 |
4230 |
5440 |
Průměr vstupu |
mm |
730 |
|
|
730 |
Maximální průměr |
mm |
1040 |
1040 |
1040 |
1080 (SMR-95) *
1040 (RD-33N) * |
Hmotnost |
kg |
1055 |
1055 |
1145 |
1235 (SMR-95) *
1295 (RD-33N) * |
Stlačení za kompresorem |
- |
21 |
|
|
21 |
Průtok vzduchu |
kg/s |
cca 77 * |
|
|
cca 77 * |
obtokový poměr |
- |
cca 0,49 * |
|
|
cca 0,49 * |
Max teplota před turbínou
- při startu |
°C |
1257 |
|
|
|
- za letu |
°C |
1407 |
|
|
|
Tah - maximální |
kp |
5040 |
5500 |
5040 * |
5040 |
- min forsáž |
kp |
5600 |
|
|
|
- plná
forsáž |
kp |
8300 |
8800 |
8300 * |
8300 |
- mimořádný |
kp |
|
9400 |
|
|
Spotřeba paliva na
volnoběh |
kg/h |
350 |
|
|
|
SFC - max. tah |
kg/kp/h |
0,77 |
0,77 |
0,77 |
0,77 |
- min forsáž |
kg/kp/h |
0,93 |
|
|
|
- plná forsáž |
kg/kp/h |
2,05 |
cca 1,92 * |
|
|
Maximální otáčky - nízkotlaká
hřídel |
ot/min |
11000 |
|
|
|
- vysokotlaká
hřídel |
ot/min |
15500 |
|
|
|
Hodnoty z této tabulky berte prosím jako orientační, přesnější hodnoty jsou v tabulkách uvedených výše.
Rozdílné hodnoty u RD-33N / SMR-95 jsou z jiných zdrojů. Motory by ale měly
být konstrukčně a tedy i parametry téměř totožné.
Průtok vzduchu zdroje RD-33 udávají 75.5, 76 a 77 kg/s.
Veličina obtokový poměr se ve zdrojích dost rozchází - jsou
udávány hodnoty 0.46, 0.48, 0.49 a 0.55.
Forsážní spotřeba RD-33K je jen odhadnuta.
Výkon sériových RD-133 nejspíš bude vyšší - snad až 9000
kp.
Česká část textu ještě musí projít korekcí.
Některé zdroje použitých informací a obrázků:
Poslední aktualizace: 25.9.2007