Spřátelené weby
další odkazy

RD-9B

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Na prelome štyridsiatych a päťdesiatych rokov bolo hlavné úsilie sovietskych konštrukčných kancelárií sústredené na vývoj stíhacieho lietadla, ktoré by bolo schopné dosahovať nadzvukovú rýchlosť vo vodorovnom lete v bojových podmienkach.

Konštrukčná kancelária A. I. MIKOJANA a M. I. GURIEVIČA začala tento problém riešiť projektom lietadla I-350M, ktoré bolo poháňané prúdovým motorom z konštrukčnej kancelárie Archipa Ljulku TR-3A (AL-5). Tento projekt stíhacieho lietadla bol však z dôvodu nespoľahlivosti prúdového motora TR-3A v auguste 1951 zrušený. Problémy s  prúdovým motorom TR-3A s  ťahom F_T = 42,17 kN, za ktorý nebola v tej dobe adekvátna náhrada, viedla konštruktérov k myšlienke nahradiť jeden prúdový motor s vyšším ťahom dvoma prúdovými motormi AM-5 s nižším ťahom F_T = 19,6 kN. Prúdové motory AM-5 sa vyznačovali malými rozmermi, nízkou hmotnosťou, nízkou špecifickou spotrebou paliva a najmä pomerne vysokou spoľahlivosťou činnosti. Takto vznikol nový prototyp stíhacieho lietadla SM-1 (I-340), ktorého vývoj ďalej pokračoval. Pri skúškach prototypov stíhacieho lietadla SM-2 vznikali problémy najmä s ovládaním prúdových motorov AM-5 pri prudkých zmenách otáčok. Tento problém bol vyriešený úpravou regulačnej sústavy motora, do ktorej bol zabudovaný hydraulický spomaľovač vo funkcii akceleračného automatu.

Súčasne s vývojom stíhacieho lietadla SM-2 pokračoval aj ALEXANDER ALEXANDROVIČ MIKULIN na ďalšom vývoji prúdového motora AM-5, ktorý priamo riadil S. K. TUMANSKY. Jeho modernizáciou vznikol variant motora s prídavným spaľovaním, ktorý dostal označenie AM-9. Tento variant prúdového motora bol použitý u prototypov lietadiel SM-7, SM-9 a SM-10. Ťah upraveného prúdového motora AM-5 na režime prídavného spaľovania vzrástol na F_T = 31,87 kN.

Po úspešnom ukončení skúšok prototypu stíhacieho lietadla SM-9/1 s dvoma prúdovými motormi AM-9 sa začala sériová výroba stíhacích lietadiel s vojenským označením MiG-19.

Prvé verejné predstavenie stíhacích lietadiel MiG-19 sa uskutočnilo 3. júla 1955 v Tušine pri Moskve.

ALEXANDER ALEXANDROVIČ MIKULIN mal na konci 2. svetovej vojny veľký vplyv. Založil veľkú konštrukčnú kanceláriu na vývoj leteckých turbokompresorových motorov spolu s  S. K. TUMANSKÝM ako svojim zástupcom. Začiatkom päťdesiatych rokov bol na základe udania uväznený minister letectva Kurnišev. J. V. Stalin vymenoval vyšetrovaciu komisiu, ktorá mala vyšetriť jeho prípad. A. A. MIKULIN sa snažil ministrovi letectva pomôcť. Medzitým J. V. Stalin zomrel a Kurnišev bol prepustený. Po svojom prepustení dal Kurnišev  A. A. MIKULINA na čiernu listinu. Dôsledkom toho bolo jeho odvolanie z funkcie generálneho konštruktéra a zmena označenia motorov z jeho konštrukčnej kancelárie z AM na obecné označenie RD („REAKTIVNYJ DVIGATEĽ“). Od roku 1956 až do roku 1973  konštrukčnú kanceláriu viedol ako generálny konštruktér SERGEJ KONSTANTINOVIČ TUMANSKY. Od tejto doby niesla konštrukčná kancelária jeho meno.

Sériové prúdové motory AM-9 boli označené RD-9. Ich ďalším vývojom vznikol variant RD-9B, ktorý bol použitý u variantu stíhacieho lietadla MiG-19S. Výškový variant prúdového motora RD-9BF-2 s pevnou výstupnou dýzou bol určený pre špeciálny výškový variant stíhacieho lietadla MiG-19SV („ВЫСОТНЫЙ“).

Letecké turbokompresorové prúdové motory RD-9B sa vyznačovali malou špecifickou hmotnosťou, malými vonkajšími rozmermi vzhľadom k svojej hmotnosti a veľkému ťahu. Dva prúdové motory RD-9B na režimoch prídavného spaľovania umožňovali stíhaciemu lietadlu dosahovať nadzvukovú rýchlosť letu (1 450 km.h^-1) vo vodorovnom lete.

Prúdový motor RD-9B patril medzi najúspešnejšie jednoprúdové letecké turbokompresorové motory, ktoré skonštruovala konštrukčná kancelária ALEXANDERA ALEXANDROVIČA MIKULINA. Sedem variantov tohto motora bolo vyrábaných až do roku 1959. Variant motora RD-9BF-811 bol aj naďalej vyrábaný v Číne pod označením „SHENYANG-BUILT WP-6“. Z motora RD-9 vychádzal S. K. TUMANSKY pri návrhu motora R-11F-300. 

V rokoch 1955 až 1956 prebehlo v ZSSR niekoľko konzultácií a stáži, ktoré boli zamerané na možnosť prechodu výroby zo stíhacieho lietadla MiG-15 priamo na stíhacie lietadlá MiG-19S bez medzistupňa, ktorý predstavovala výroba stíhacieho lietadla MiG-17. V júni 1956 navštívili československí leteckí odborníci závod V. Čkalova v Novosibirsku, kde si prehliadli výrobu MiG-19S. Jednania boli zavŕšené protokolom o vzájomných dodávkach výzbroje, podpísaných 30. júla 1956 v Moskve s tým, že sa od roku 1961 prejde na výrobu nového modernejšieho typu stíhacieho lietadla (MiG-21). Licenčná zmluva na výrobu lietadla MiG-19 obsahovala dohodu o dodaní výkresovej a výrobnej dokumentácie, technických podmienok na výrobu draka a motora, agregátov a prístrojov, potrebných skúšobných zariadení a pod. Neoddeliteľnou súčasťou bolo aj odovzdanie skúseností sovietskych odborníkov.     

Stíhacie lietadlá MiG-19S, MiG-19B a MiG-19PM boli používané v československom vojenskom letectve pod vojenským označením S-105. Prvý vzorový kus lietadla MiG-19S bol dodaný 15. mája 1957 zo Sovietskeho zväzu. Do konca roku boli dovezené súčiastky a diely ďalších lietadiel, ktoré sa mali montovať už v Československu. Prvé lietadlo MiG-19S s evidenčným číslom 0859, vyrobené z  dovezených dielov, zalietal skúšobný pilot Július Zvara 3. januára 1958. Posledné stíhacie lietadlá MiG-19PM boli zo Sovietskeho zväzu dodané v roku 1960.

Od roku 1960 bol variant lietadla MiG-19S licenčne vyrábaný v Československu v  závode AERO VODOCHODY v Prahe. Celkovo bolo v Československu vyrobených 103 kusov lietadiel MiG-19S. Prúdové motory RD-9B boli do stíhacích lietadiel MiG-19 dodávané sovietskym výrobcom pod československým označením M-07. V rokoch 1957 až 1959 prebiehala licenčná výroba motorov RD-9B (M-07) v  n. p. MOTORLET v Prahe. Celkovo bolo v tomto období vyrobených 51 motorov M-07. 

Stíhacie lietadlá MiG-19 s jednoprúdovými motormi RD-9B boli používané v československom vojenskom letectve od augusta 1957 do 2. júna. 1972.

CHARAKTERISTIKA MOTORA RD-9B

Letecký turbokompresorový prúdový motor RD-9B je jednoprúdový, jednohriadeľový motor s  deväťstupňovým axiálnym kompresorom, zmiešanou hlavnou spaľovacou komorou, dvojstupňovou, čiastočne chladenou plynovou turbínou reakčného typu, výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania, predĺžovacou rúrou a regulovateľnou výstupnou dýzou.

Letecké turbokompresorové prúdové motory RD-9B boli použité u variantov stíhacích lietadiel MiG-19S (v kóde NATO „FARMER B“), MiG-19PF (v kóde NATO „FARMER C“) a MiG-19PM (v kóde NATO „FARMER D“).

MiG-19PM

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA RD-9B

Ťah motora na maximálnom režime	FT = 25,51 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovania	FT,PS = 31,9 kN
Maximálne otáčky na maximálnom režime	nmax = 11150±50 min-1
Maximálna teplota plynu pred plynovou turbínou	t3c,max.= 860°C
Maximálna teplota plynu za plynovou turbínou	t4c,max.= 680°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režime	cm,max. = 0,095 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovania	cm,PS = 0,163 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresora	πKC = 7,14
Dodávka vzduchu do motora na štartovacom režime	Qv = 43,5 kg.s-1
Celková dĺžka motora	L = 5555 mm
Maximálny priemer motora	D = 665 mm
Maximálna výška motora	V = 938 mm
Suchá hmotnosť motora	G = 695 kg

KONŠTRUKCIA  MOTORA  RD-9B

Kompresor

Kompresor motora RD-9B je axiálny, jednohriadeľový, jednoprúdový, deväťstupňový, s odpúšťaním vzduchu pomocou odpúšťacieho pásu za 5. stupňom. Efektívna účinnosť kompresora η_K,ef. = 0,835.

Rotor kompresora je diskobubnovej konštrukcie s predným a zadným čelom. Na zadnom čape je vytvorená spojka, ktorá zabezpečuje spojenie hriadeľa kompresora s  hriadeľom plynovej turbíny. Rotor kompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku a zadnom guličkovom ložisku.

Stator kompresora je zložený z predného, stredného a zadného telesa. Súčasťou predného telesa je vstupné ústrojenstvo, v ktorom sa nachádzajú štyri aerodynamické rebrá a vstupný aerodynamicky kryt. Pred vznikom námrazy je vstupné ústrojenstvo chránené horúcim vzduchom, ktorý je privádzaný z priestoru za 9. stupňom kompresora. V prednom úseku stredného telesa sú uložené usmerňovacie lopatky 1. až 5. stupňa. Za usmerňovacími lopatkami 5. stupňa sú umiestnené odpúšťacie otvory vzduchu. V zadnom úseku stredného telesa sú umiestnené usmerňovacie lopatky 6. až 8. stupňa. Zadné teleso kompresora je hlavnou nosnou časťou motora, v ktorom sa nachádzajú usmerňovacie lopatky 9. stupňa kompresora.

Ochranu kompresora pred vznikom nestabilnej práce kompresora zabezpečuje odpúšťací pás, umiestnený za 5. stupňom kompresora, pomocou ktorého sa odpúšťa časť stlačeného vzduchu z kompresora do atmosféry v závislosti na otáčkach motora. Ovládanie odpúšťacieho pásu zabezpečuje tlakový olej, ktorý pôsobí na ovládací pracovný valec servomechanizmu.

Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora RD-9B je zmiešaného typu s desiatimi rúrkovými plamencami. Skladá sa z vonkajšieho plášťa, 10 samostatných rúrkových plamencov s päťlopatkovými víričmi, 10 dvojstupňových palivových dýz, prešľahových rúrok a 4 zapaľovačov. Zapaľovače vyúsťujú do prešľahových rúriek a zabezpečujú súčasné zapálenie zmesi paliva a vzduchu v 8 plamencoch pri spúšťaní motora.

Plynová turbína

Plynová turbína motora RD-9B je axiálna, jednohriadeľová, dvojstupňová, chladená, reakčného typu. Účinnosť plynovej turbíny je η_T = 0,865.

Stator plynovej turbíny je zložený z vonkajšieho plášťa, vnútorného prstenca, medzi ktorými je upevnených 36 usmerňovacích lopatiek prvého stupňa plynovej turbíny a 42 usmerňovacích lopatiek druhého stupňa plynovej turbíny. Usmerňovacie lopatky prvého stupňa plynovej turbíny sú duté, chladené sekundárnym prúdom vzduchu, ktorý je privádzaný z priestoru hlavnej spaľovacej komory. Usmerňovacie lopatky druhého stupňa plynovej turbíny sú plné, nechladené.

Rotor plynovej turbíny je diskovej konštrukcie, uložený na prednom guličkovom ložisku, ktoré je spoločné pre rotor kompresora a plynovej turbíny, a na zadnom valčekovom ložisku. Disky sú na hriadeľ nalisované a vzájomne spojené pomocou silového prstenca. Rotorové lopatky plynovej turbíny sú k diskom upevnené pomocou stromčekových zámkov a zaisťujú sa pomocou plechových poistiek. Chladenie rotora sa zabezpečuje nepriamo chladiacim vzduchom od sekundárneho prúdu vzduchu z  hlavnej spaľovacej komory.

Výstupná sústava

Výstupná sústava motora RD-9B sa skladá z difúzora komory prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a regulovateľnej výstupnej dýzy.

Difúzor komory prídavného spaľovania sa skladá z vonkajšieho plášťa a vnútorného plášťa, ktoré sú vzájomne spojené prostredníctvom piatich aerodynamických rebier. V  difúzore komory prídavného spaľovania je upevnená predná a zadná palivová rampa s palivovými dýzami, prstencový stabilizátor plameňa a zapaľovacia komôrka.

Predĺžovacia rúra je teleskopicky spojená s prírubou vonkajšieho plášťa difúzora komory prídavného spaľovania. Je tvorená valcovým plášťom, ku ktorému sú upevnené tri teploizolačné plášte. K zadnej prírube predĺžovacej rúry sa otočne upevňuje regulovateľná výstupná dýza.

Výstupná dýza motora je regulovateľná, trojpolohová. Prvá poloha zodpovedá minimálnemu priemeru D_5,min. = 440± 5 mm pre maximálny režim motora. Druhá poloha zodpovedá strednému priemeru D_5,str. = 463± 5 mm pre cestovný a nominálny režim. Tretia poloha zodpovedá maximálnemu priemeru  D_5,max. = 498± 3 mm pre voľnobežný režim a režim prídavného spaľovania.

Regulovateľnú výstupnú dýzu tvorí sústava pohyblivých segmentov výstupnej dýzy, na ktoré pôsobí silový prstenec, ktorý je ovládaný 4 hydraulickými pracovnými valcami. Tlakovú hydraulickú kvapalinu do hydraulických pracovných valcov s tlakom p = 13,5± 0,7 MPa dodáva hlavná hydraulická sústava lietadla.

Pre zabezpečenie chladenia výstupnej dýzy motora vonkajším vzduchom slúži ejektor, upevnený k  teploizolačnému plášťu výstupnej sústavy motora.

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora RD-9B je upevnená k hornej časti vonkajšieho plášťa predného telesa kompresora motora. Zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od rotora kompresora motora na agregáty, umiestnené na skrini pohonov. Dvojrýchlostná prevodová skriňa je umiestnená na prednej prírube skrine pohonov.

Teleso centrálneho pohonu je upevnené k vnútornej kruhovej časti predného telesa kompresora. Krútiaci moment sa od hriadeľa kompresora prenáša cez hriadeľ centrálneho pohonu do prevodovej skrine, z ktorej sa rozvádza na jednotlivé agregáty, umiestnené na skrini pohonov.

Pri spúšťaní motora sa krútiaci moment od dynamospúšťača prenáša cez skriňu pohonov na hriadeľ kompresora a roztáča rotor turbokompresora motora.

Skriňa pohonov zabezpečuje pohon dynamospúšťača, čerpadla-regulátora NR-10, čerpadla-regulátora NR-11, olejového agregátu, odsávacieho olejového čerpadla, odstredivého odlučovača oleja, odstredivého regulátora otáčok, dodávacieho palivového čerpadla CN-9 a otáčkomera.

Rezy motora RD-9B zľava: vstupná časť; rez kompresora; rez zmiešanej spaľovacej komory; rez hlavnej spaľovacej komory, plynovej turbíny a komory prídavného spaľovania.

SÚSTAVY MOTORA RD-9B

Olejová sústava

Olejová sústava motora RD-9B je cirkulačná, uzatvorená, tlaková s priamym odvzdušnením do atmosféry cez odstredivý odlučovač oleja. Olejovú sústavu motora tvorí olejová nádrž, odstredivý odlučovač oleja, olejový agregát, olejové dýzy, olejové zberače, odsávacie olejové čerpadlá, olejový chladič, výpustné olejové kohúty. Tlakový olej sa z tlakového olejového čerpadla vedie jednotlivými vetvami k prednému ložisku motora, do skrine pohonov, k strednému ložisku motora, k zadnému ložisku motora a na chladenie hriadeľa motora. Z mazaných miest olej steká do jednotlivých zberačov oleja, z ktorých sa odsáva sústavou odsávacích olejových čerpadiel späť do olejovej nádrže. Utesnenie jednotlivých mazaných miest sa zabezpečuje pretlakom vzduchu od kompresora motora a sústavou labyrintových tesnení. Odvzdušnenie olejovej sústavy do atmosféry sa zabezpečuje odstredivým odlučovačom oleja zo skrine pohonov priamo do atmosféry.

Olejová sústava motora pracuje s olejom LT-160C. Tlak oleja v tlakovej vetve je p_o = 0,4 až 0,45 MPa. Minimálny tlak oleja v tlakovej vetve olejovej sústavy je kontrolovaný signálnou žiarovkou „НЕТ МАСЛА“ v kabíne lietadla.

Palivová sústava

Palivová sústava motora RD-9B zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do hlavnej spaľovacej komory a komory prídavného spaľovania pri spúšťaní motora a na jednotlivých prevádzkových režimoch činnosti motora.

Palivovú sústavu motora tvorí spúšťacia palivová sústava, nízkotlaková palivová sústava, palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory a palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania.

Spúšťacia palivová sústava motora zabezpečuje dodávku paliva do štyroch zapaľovačov v hlavnej spaľovacej komore motora. Dodávku spúšťacieho paliva zabezpečuje samostatné elektrické zubové palivové čerpadlo PNR-10-9M. Ako spúšťacie palivo sa používa technický benzín, ktorý je umiestnený v samostatnej palivovej nádrži s objemom 8 litrov. Dodávku benzínu do zapaľovačov ovláda elektromagnetický ventil.

Nízkotlaková palivová sústava motora zabezpečuje dodávku paliva s požadovaným tlakom na vstup vysokotlakových palivových čerpadiel. Dodávku paliva v nízkotlakovej palivovej sústave zabezpečuje dvojstupňové dodávacie palivové čerpadlo CN-9 s ventilom stáleho tlaku, ktorý udržuje tlak paliva na hodnote p = 0,16 až 0,26 MPa. K dodávaciemu palivovému čerpadlu CN-9 sa palivo privádza zo spotrebnej palivovej nádrže lietadla.

Palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do dvoch palivových rámp palivových dýz v hlavnej spaľovacej komore motora. Dodávku paliva reguluje piestikové palivové čerpadlo-regulátor NR-10 v závislosti na polohe páky ovládania motora a rýchlosti letu lietadla Q_p,HSK = f(α_POM, v). Maximálny tlak paliva pred palivovými dýzami v hlavnej spaľovacej komore je p_max. = 8 MPa.

Palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz v komore prídavného spaľovania v závislosti na hodnote celkového tlaku vzduchu na vstupe do kompresora motora “p_1c” pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania Q_p,KPS = f(p_1c). Dodávku paliva podľa zadaného programu regulácie zabezpečuje čerpadlo-regulátor NR-11A. Maximálny tlak paliva pred palivovými dýzami v komore prídavného spaľovania je p_max. = 9 MPa.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora RD-9B je elektrická, samostatná a automatická. Zabezpečuje automatické spúšťanie motora na zemi a počas letu a zapnutie komory prídavného spaľovania motora pri režime prídavného spaľovania.

Spúšťacia sústava motora sa skladá zo spúšťacieho palivového čerpadla PNR-109M (zabezpečuje dodávku paliva pri spúšťaní obidvoch motorov), štartéra-generátora jednosmerného prúdu GSR-ST-6000A (pri spúšťaní pracuje ako spúšťací motor a pri činnosti motora ako generátor jednosmerného prúdu), zapaľovacej sústavy motora (zapaľovacie cievky KP-21B1 pre hlavnú spaľovaciu komoru, zapaľovacie cievky KPM-1A pre komoru prídavného spaľovania), spúšťacieho panelu PKS-6000, časového automatu AV-5N a zapaľovacích sviečok (4 kusy zapaľovacích sviečok SD-96 pre hlavnú spaľovaciu komoru a jedna zapaľovacia sviečka SP-02 pre komoru prídavného spaľovania).

Doba činnosti štartéra-generátora GSR-ST-6000A pri spúšťaní motora je 31,5± 0,5 sekundy.

Pri spúšťaní motora RD-9B je zabezpečené blokovanie prestavovania výstupnej dýzy z maximálneho priemeru na menší priemer.

Zapnutie režimu prídavného spaľovania motora je blokované v závislosti na otáčkach motora pomocou koncového prepínača hydraulického spomaľovača  čerpadla-regulátora NR-10A.

Sústava ovládania výstupnej dýzy

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora RD-9B zabezpečuje trojpolohovú reguláciu výstupnej dýzy motora. Prestavovanie výstupnej dýzy z priemeru D_5,min. = 440 mm na priemer D_5,max. = 498 mm pri zapnutí režimu prídavného spaľovania zabezpečujú štyri hydraulické pracovné valce, ktoré sú napájané tlakovou hydraulickou kvapalinou z   hlavnej hydraulickej sústavy lietadla.

Hydraulickú sústavu ovládania výstupnej dýzy motora tvoria dva hydraulické rozdeľovacie ventily GA-21M/9, dávkovače GA-173-3 a ventily blokovania prídavného spaľovania.

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora RD-9B v kabíne lietadla MiG-19 sa vykonáva pomocou dvojručičkového ukazovateľa otáčok „2TE-15-1“, dvojručičkového ukazovateľa teploty výstupných plynov „2TVG-411“ a palivomera-spotrebomera „TR2-52“.

Nebezpečné režimy činnosti motorov sú signalizované pomocou dvoch červených signálnych tabiel 2SDU-5 (1,3-3), ktoré signalizujú pokles tlaku oleja pod minimálnu hodnotu „НЕТ МАСЛА“ v table T6. Dve zelené signalizačné tablá „ФОРСАЖ“ v table T6 signalizuje zapnutie prídavného spaľovania.  Proces spúšťania počas letu u  ľavého a pravého motora sa signalizuje signálnymi žiarovkami „ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ“. Dve zelené signálne žiarovky „МАКСИМАЛ“ signalizuje zapnutie maximálneho režimu činnosti motora.

PARAMETER - REŽIM	ŤAH MOTORA FT [kp]	OTÁČKY MOTORA n [min.-1]	TEPLOTA VÝSTUPNÝCH PLYNOV t4C [°C]	ŠPECIFICKÁ SPOTREBA PALIVA		PRIEMER VÝSTUPNEJ DÝZY D5 [mm]	POVOLENÁ DOBA ČINNOSTI [min.]
				cm [kg.kp-1.h-1]	ch [kg.h-1]
VOĽNOBEŽNÝ	100 (981 N)	4100+200	650		450 kg.h-1	498-3	5'
CESTOVNÝ	1750 (1667,7 N)	10400±50	550	0,86		463+9-5	neobmedzená
NOMINÁLNY	2150 (21084 N)	11150±50	550	0,88		463+9-5	neobmedzená
MAXIMÁLNY	2600 (25506 N)	11150±50	650 pre H < 6 km 680 pre H > 6 km	0,93		440+9-5	6' pre H < 6km 10' pre H > 6 km
PRÍDAVNÉ SPAĽOVANIE	3250 (31882,5 N)	11150±50	650 pre H < 6 km 680 pre H > 6 km	1,6		498-3	6' pre H < 6km 10' pre H > 6 km

1. Pri otáčkach n = 4 500 až 6 500 min^-1 sa prestavuje výstupná dýza z priemeru 498 mm na 463 mm.
2. Pri otáčkach n = 9 700-100 min^-1 sa uzatvára odpúšťací pás.
3. Doba akcelerácie motora (do 6. série):
   • voľnobežný režim – nominálny režim: 9 až 12 sekúnd;
   • voľnobežný režim – maximálny režim: 9 až 13 sekúnd;
   • voľnobežný režim – režim prídavného spaľovania: max. 15 sekúnd;
   • voľnobežný režim – 9 500 min^-1;
   • maximálny režim – režim prídavného spaľovania: 6 sekúnd.

Některé zdroje použitých informací a obrázků:

• http://www.luftfahrtmuseum-rothenburg.de/TW_RB-9.html

Poslední aktualizace: 25.7.2007