O webu Bannery a partneři Letecké motory Popisy motorů Teorie a další články Slovník pojmů Časté otázky Srovnání motorů Převaděč jednotek Zajímavé odkazy Literatura Expozice For English readers Ruská letecká výzbroj Popis zbraní Články Pilot Súčka Technik u dopravky Jindřichův Hradec Letecké simulátory Jesenicko 2.0 ZK VFR Objects FSbox - crashboxy Přehled scenérií ČR Poznatky z tvorby Časté problémy s FS Lock On - tutorial Ka-50 Black Shark Ostatní Cyklovýlety Akce & fotky Kalendář akcí Mapa leteckým muzeí Letecké dny v ČR/SR Letecké dny a akce
ČR
Aviatická pouť 2010 Aviatická pouť 2012 CIAF 2000 CIAF 2002 CIAF 2003 CIAF 2004 CIAF 2005 CIAF 2006 CIAF 2007 IFD 2008 Přerov 2005 Přerov 2006 Flying Rhino 2005 Flying Rhino 2007 Flying Rhino 2008 Flying Rhino 2009 Ramstein Rover 2012 Náměšť, Hradec 95/6 Náměšť 1995 a 1996 Náměšť 2006 Mošnov 1989 Den NATO 2006 Den NATO 2007 Dny NATO 2008 Dny NATO 2012 Čáslav 2007
Slovensko
Sliač 1964 Sliač 2003 Sliač 2005 Národné let. dni 2007 Malacky 2009 CSIAF 1992
Ostatní
Le Bourget 2007 RIAT 2009 TLP 2008 Duxford 2008 Kecskemét 2008 Kecskemét 2010 Airpower 2009 NTM 2009 Radom 2013
Vojenské akce
Cihelna 2006 Cihelna 2007 Cihelna 2010 Cihelna 2012 Den Pásovce 2009 Den Pásovec 2010
Muzea a výstavy
ČR
Kbely Bílý Potok Olomouc Neředín Králíky, tvrz Bouda Lešany Vyškov AirPark Zruč TM Brno
Polsko
Krakow 2013 Muz. Orla Bialego Świdnica
Slovensko
Košice SPSL 2008
Německo
Messerschmitt Stif. Schleißheim Cottbus Gatow Peenemünde Sinsheim
Ukrajina
Gatčina
USA
NASM Castle Air Museum Hill Aerospace Museum Pacific Air Museum USS Hornet Planes of Fame Cradle of Aviation Kennedy Space Center Midland Museum of Flight USS Interpid
Velká Británie
Hendon De Havilland Museum
Francie
Le Bourget Museum
Švédsko
Linköping Aeroseum Ängelholm
Rusko
Moskva
Kambodža
Siem Reap
Rumunsko
Bukurešť
Vietnam
War Remnants Museum
Itálie
Rimini Caproni Automoto Autosalon 2005 AUTOTEC 2008 Ecce Homo 2005 Ecce Homo 2006 Ecce Homo 2007 Ecce Homo 2008 Ecce Homo 2009 FMX Brno 2010 Fotky z letů Let nad Jeseníky I Let nad Jeseníky II Let v Piper L4J Praha - Chania 2007 Ostatní Priessnitzův pohár 07 Delfín OK-ATS JAS-39 Gripen Panorama Medlánky 24.2.2008 Depozit TM Brno Dargen Ignis Brunensis 2008 aukce Mariánské Láz. California agric. mus. Petroleum museum Možnosti webu

Switch to English Přidat k oblíbeným Verze pro tisk
Spřátelené weby
L-39 Výcvikový systém ATM Online www.airbase.cz www.militarybox.cz Československá PVO další odkazy

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.

MiG-29 FC-1 Super Mirage F-1
Il-102 Bajkal

A-42PE

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA  RD-33

Ťah motora na maximálnom režimeFT,max. = 49,44 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovaniaFT,PS = 81,42 kN
Maximálne otáčky dúchadlanD,max. = 11000 min.-1
Maximálne otáčky vysokotlakového kompresoranK,max. = 15500 min.-1
Obtokový pomerm = 0,549
Maximálne prietokové množstvo vzduchuQv = 77 kg.s-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresoraπKC = 22
Maximálny stupeň stlačenia dúchadlaπKC,D = 3,14
Maximálny stupeň stlačenia vysokotlakového kompresoraπKC,VTK = 7
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režimecm,max. = 0,076 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovaniacm,PS = 0,205 kg.N-1.h-1
Maximálna teplota plynov pred plynovou turbínout3c,max. = 1236°C
Maximálna teplota plynov za plynovou turbínout4c,max. = 820+25°C
Akcelerácia motora (voľnobeh - maximál)t = 4,4 - 5,9 s
Celková dĺžka motoraL = 4130 mm
Maximálny priemer motoraDmax. = 1000 mm
Suchá hmotnosť motoraG = 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


Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište

Zpět na homepage www.leteckemotory.cz

© Zdeněk Kussior


Přístupů od 24. 4. 2002