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 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 Sliač 1964 Sliač 2003 Sliač 2005 Národné let. dni 2007 Malacky 2009 CSIAF 1992 Le Bourget 2007 RIAT 2009 TLP 2008 Duxford 2008 Kecskemét 2008 Kecskemét 2010 Airpower 2009 NTM 2009 Radom 2013 Cihelna 2006 Cihelna 2007 Cihelna 2010 Cihelna 2012 Den Pásovce 2009 Den Pásovec 2010 Kbely Bílý Potok Olomouc Neředín Králíky, tvrz Bouda Lešany Vyškov AirPark Zruč TM Brno Krakow 2013 Muz. Orla Bialego Świdnica Košice SPSL 2008 Messerschmitt Stif. Schleißheim Cottbus Gatow Peenemünde Sinsheim Gatčina 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 Hendon De Havilland Museum Le Bourget Museum Linköping Aeroseum Ängelholm Moskva Siem Reap Bukurešť War Remnants Museum 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

VK-1F

autor textu: Ing. Marián Hocko, PhD.

ÚVOD

Koniec štyridsiatych rokov bol v znamení pretekov o prekonanie rýchlosti zvuku. Prúdové lietadlá prvej generácie sa dostali veľmi blízko k zvukovej bariére, avšak prekonať ju nedokázali. Cesta k vyšším rýchlostiam viedla dvoma smermi, buď zdokonaľovaním aerodynamiky draka lietadla, alebo zvyšovaním ťahu prúdových motorov.

Konštrukčná kancelária S. A. LAVOČKINA sa pri projekte lietadla La-176 snažila prekonať rýchlosť zvuku zmenou aerodynamického riešenia krídla, u ktorého bol uhol šípu 45°. Na lietadle tohto typu s prúdovým motorom VK-1 pilot I. V. FEDOROV 26. decembra 1948 ako prvý v ZSSR prekonal rýchlosť zvuku.

V konštrukčnej kancelárii A. I. MIKOJANA využili pri svojom projekte stíhacieho lietadla MiG-15 výkonnejší prúdový motor VK-1A a väčší uhol šípu krídla. Po ukončení skúšok prototypu bolo 20. júna 1951 rozhodnuté zaviesť tento nový typ stíhacieho lietadla do sériovej výroby. Keďže prúdový motor VK-1A neumožňoval plne využiť možnosti draka lietadla MiG-15, došlo pri vývoji stíhacieho lietadla MiG-17 zároveň aj k ďalšiemu vývoju nového variantu prúdového motora VK-1F („FORSIROVANYJ“) s komorou prídavného spaľovania.

Letecký turbokompresorový prúdový motor VK-1F z konštrukčnej kancelárie VLADIMÍRA JAKOVLEVIČA KLIMOVA konštrukčne vychádzal z prúdového motora VK-1A, s ktorým má aj rovnaký ťah na režimoch bez prídavného spaľovania. Komora prídavného spaľovania, ktorá umožňuje pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania zvýšiť ťah motora až o 25 %, je umiestnená za plynovou turbínou vo výstupnej sústave motora. Pri uvedení komory prídavného spaľovania motor VK-1F dosahuje maximálny ťah hodnotu FT = 33,12 kN. Pre zabezpečenie stabilnej a spoľahlivej činnosti motora pri zapnutom prídavnom spaľovaní je vo výstupnej sústave motora použitá dvojpolohová regulovateľná výstupná dýza, ktorá zväčšuje svoj priemer pri zapnutí režimov prídavného spaľovania.

Prúdový motor VK-1F úspešne absolvoval prototypové skúšky v roku 1951 a bol zavedený do sériovej výroby. Stíhacie lietadlo „MIG-17“ s motorom VK-1F dostalo označenie MiG-17F. Prúdový motor VK-1F umožňoval lietadlu MiG-17F dosahovať rýchlosť v = 1145 km.h-1 vo výške H = 3000 m. Variant lietadla MiG-17F sa od predchádzajúceho variantu lietadla MiG-17 značne odlišuje. Vzhľadom na odlišný tvar a rozmery komory prídavného spaľovania motora bola konštrukčne zmenená stredná a zadná časť trupu lietadla. Zmenilo sa aj upevnenie motora a sústava ovládania motora VK-1F.

Stíhacie lietadlá MiG-17 a MiG-17F sa v Sovietskom zväze vyrábali vo veľkých sériách až do roku 1958. Československo patrilo medzi prvých užívateľov stíhacieho lietadla MiG-17F s prúdovými motormi VK-1F. Od roku 1955 až do prvej polovice šesťdesiatych rokov slúžila v československom vojenskom letectve jedna letka prepadových stíhacích lietadiel MiG-17F (československé označenie S-104). V tomto období sa uvažovalo aj o licenčnej výrobe tohto typu stíhacieho lietadla. Výroba sa však nezačala, pretože československý letecký priemysel začal namiesto lietadla MiG-17F licenčne vyrábať podstatne modernejšie a výkonnejšie stíhacie lietadlo MiG-19.

Prúdové motory VK-1F boli vyrábané v licencii v závode MOTORLET  JINONICE  PRAHA pod československým označením M-07. V rokoch 1957 až 1959 bolo v Československu celkom vyrobených 51 kusov motorov M-07.

V histórii československého vojenského letectva sa motor VK-1F (M-07) stal prvým používaným prúdovým motorom s prídavným spaľovaním.

CHARAKTERISTIKA  MOTORA  VK-1F

Letecký turbokompresorový prúdový motor VK-1F je jednoprúdový, jednohriadeľový motor s jednostupňovým radiálnym kompresorom s obojstranným vstupom vzduchu, priamoprúdovou spaľovacou komorou s deviatimi samostatnými rúrkovými spaľovacími komorami, jednostupňovou axiálnou plynovou turbínou reakčného typu a výstupnou sústavou s komorou prídavného spaľovania a regulovateľnou výstupnou dýzou.

Letecký turbokompresorový prúdový motor VK-1F (M-07) bol použitý u stíhacieho lietadla MiG-17F (v kóde NATO „FRESCO C“) a MiG-17PF (v kóde NATO „FRESCO D“).

MiG-17

ZÁKLADNÉ  TECHNICKÉ  ÚDAJE  MOTORA  VK-1F

Ťah motora na maximálnom režime FT = 26,47 kN
Ťah motora na režime prídavného spaľovania FT,PS = 33,12 kN
Maximálne otáčky na štartovacom režime n = 11560 min-1
Maximálna teplota plynu pred plynovou turbínou t3c = 875°C
Maximálna teplota plynu za plynovou turbínou na štartovacom režime t4c = 720°C
Špecifická spotreba paliva na maximálnom režime cm,max. = 0,159 kg.N-1.h-1
Špecifická spotreba paliva na režime prídavného spaľovania cm,PS = 0,266 kg.N-1.h-1
Maximálny stupeň stlačenia kompresora pKC = 4,42
Dodávka vzduchu do motora na štartovacom režime Qv = 48,2 kg.s-1
Celková dĺžka motora L = 3960 mm
Maximálny priemer motora D = 1273 mm
Maximálna výška motora V = 1255 mm
Suchá hmotnosť motora G = 1024 kg

KONŠTRUKCIA  MOTORA  “VK-1F”

Kompresor

Kompresor motora VK-1F je jednohriadeľový, jednoprúdový, jednostupňový, radiálny s obojstranným vstupom vzduchu.

Rotor kompresora je zložený z lopatkového kolesa a dvoch usmerňovacích vencov, ktoré majú 29 lopatiek. K obežnému kolesu kompresora sa upevňuje predný a zadný hriadeľ pomocou skrutiek. Vstupné usmerňovacie zariadenie usmerňuje prívod vzduchu k obežnému kolesu kompresora pomocou lopatiek a usmerňovacích kužeľov. Stlačený vzduch z obežného kolesa kompresora vstupuje do difúzora, z ktorého sa deviatimi výstupnými nátrubkami dostáva do deviatich samostatných rúrkových spaľovacích komôr.

Rotor kompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku a strednom guličkovom ložisku. Na hriadeli kompresora je upevnený jednostranný radiálny ventilátor, ktorý zabezpečuje dodávku chladiaceho vzduchu na chladenie motora.

Hlavná spaľovacia komora

Hlavná spaľovacia komora motora  VK-1F má deväť samostatných rúrkových spaľovacích komôr, ktoré sú vzájomne prepojené prešľahovými rúrkami. Každá spaľovacia komora sa skladá zo vstupného hrdla, vonkajšieho plášťa, palivovej dýzy a plamenca. Predné príruby spaľovacích komôr sú pripevnené k výstupným nátrubkom difúzora kompresora pomocou skrutiek. Zadné časti spaľovacích komôr sa opierajú o oceľové puzdro telesa zberača plynu. Na tretej a ôsmej spaľovacej komore sa nachádzajú spúšťacie palivové dýzy so zapaľovacími sviečkami. Z jednotlivých spaľovacích komôr prúdia horúce spaliny cez výstupné kolená a prstencovú dutinu zberača plynu na usmerňovacie lopatky plynovej turbíny.

Plynová turbína

Plynová turbína motora VK-1F je jednostupňová, axiálna, nechladená, reakčného typu.

Usmerňovacie ústrojenstvo plynovej turbíny má 54 nechladených usmerňovacích lopatiek. Rotor plynovej turbíny sa skladá z hriadeľa, disku plynovej turbíny a 62 obežných nechladených lopatiek. Obežné lopatky plynovej turbíny sú k disku upevnené pomocou stromčekového zámku a sú zaistené plochými plechovými poistkami. Krútiaci moment  z  hriadeľa plynovej turbíny sa prenáša  na  hriadeľ kompresora cez zubovú spojku a drážkované puzdro. Celý rotor turbokompresora je uložený na prednom valčekovom ložisku  kompresora, strednom guličkovom ložisku kompresora a zadnom valčekovom ložisku plynovej turbíny.

Výstupná sústava

Výstupná sústava motora VK-1F sa skladá z difúzora komory prídavného spaľovania, predĺžovacej rúry a dvojpolohovej regulovateľnej výstupnej dýzy.

Vnútorný a vonkajší kužeľ difúzora komory prídavného spaľovania sú vzájomne prepojené aerodynamickými rebrami. Pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania sa od piestikového palivového čerpadla privádza palivo do palivovej rampy s palivovými dýzami v komore prídavného spaľovania. Zapálenie komory prídavného spaľovania zabezpečujú dva zapaľovače. Vonkajší plášť výstupnej sústavy má tepelnú izoláciu, vytvorenú z hliníkových plechov.

Výstupná dýza motora je regulovateľná. Má dve základné polohy, otvorenú a zatvorenú. Samotná výstupná dýza je zložená z segmentov, ktoré sú otočne uchytené na dvoch čapoch. Ovládanie segmentov regulovateľnej výstupnej dýzy zabezpečujú hydraulické pracovné valce, ktoré sú napájané tlakovou hydraulickou kvapalinou z  hlavnej hydraulickej sústavy draka lietadla. Pri režimoch bez prídavného spaľovania je výstupná dýza nastavená na minimálny priemer D5,min. = 540 mm. Pri zapnutí prídavného spaľovania sa výstupná dýza automaticky nastaví na priemer D5,max. = 624 mm.

Skriňa pohonov

Skriňa pohonov motora VK-1F zabezpečuje prenos krútiaceho momentu od hriadeľa kompresora motora na pohon lietadlových a motorových agregátov. Skriňa pohonov je umiestnená v prednej časti motora na telese kompresora. Na skrini pohonov motora je umiestnené palivové čerpadlo „PN-2TK“, palivové čerpadlo „PN-3TK“, palivové čerpadlo prídavného spaľovania, blok olejových čerpadiel, hydraulické čerpadlo „MŠ-3A“, generátor elektrického prúdu „GSR-9000“ a elektrický spúšťač motora „ST-2-48“.


Nákresy motorů VK-1. Motory VK-1 různých verzí se od RD-45F liší jen v detailech, mnohdy ne viditelných,
proto lze tyto nákresy považovat za platné pro všechny tyto motory.
zleva: uzol kompresora VK-1, uzol plynovej turbíny VK-1, silová sústava VK-1

SÚSTAVY MOTORA „VK-1F“

Olejová sústava

Olejová sústava motora VK-1F zabezpečuje mazanie troch ložísk a jednotlivých častí skrine pohonov. Tlakový olej, privádzaný do mazaných miest od tlakového olejového čerpadla s tlakom po = 0,3 MPa, je rozstrekovaný cez olejové dýzy. Olejovú nádrž motora tvorí spodná časť skrine pohonov, v ktorej sú umiestnené jednotlivé odsávacie olejové čerpadlá, tlakové olejové čerpadlo a olejové čističe. Utesnenie jednotlivých hlavných ložísk motora zabezpečuje labyrintové tesnenie a tlakový vzduch privádzaný od ventilátora. Olejová sústava motora je priamo odvzdušnená do atmosféry cez skriňu pohonov. V olejovej sústave motora je použitý transformátorový olej „MK-8“.

Chladiaca sústava

Chladiaca sústava motora VK-1F zabezpečuje odvod tepla zo stredného ložiska, zadného ložiska motora a z disku plynovej turbíny motora.

Zdrojom chladiaceho vzduchu je ventilátor, ktorý je umiestnený za obežným kolesom kompresora motora. Ventilátor dodáva stlačený vzduch s tlakom p = 0,3 MPa. Od ventilátora je vedený chladiaci vzduch dutinou telesa stredného ložiska, kde sa rozdeľuje na tri prúdy. Prvý prúd je vedený na chladenie a utesnenie zadného ložiska a disku plynovej turbíny. Druhý prúd slúži na chladenie a utesnenie vnútorného krúžku zadného ložiska motora Tretí prúd zabezpečuje vytvorenie vzduchovej vrstvy medzi izolačným kužeľom a vonkajším povrchom telesa zadného ložiska motora. Použitý vzduch je odvádzaný do zberača a vystupuje výstupným hrdlom do atmosféry.

Palivová sústava

Palivová sústava motora VK-1F sa rozdeľuje na palivovú sústavu dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory a palivovú sústavu dodávky paliva do komory prídavného spaľovania.

Palivová sústava dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory má dve paralelne prepojené palivové čerpadlá „PN-2TK“ a „PN-3TK“, ku ktorým sa palivo privádza z  palivovej nádrže lietadla elektrickým dodávacím čerpadlom. Palivové čerpadlá sú regulovateľné, piestikového typu. Maximálny tlak paliva pred palivovými dýzami v  hlavnej spaľovacej komore je na maximálnom režime p = 9,2 MPa. Palivovú sústavu dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory motora tvorí palivové čerpadlo „PN-2TK“, palivové čerpadlo „PN-3TK“, barometrický regulátor „BR-2F“, škrtiaci ventil „DK-6K“, uzatvárací kohút s rozdeľovačom paliva, akceleračný automat „ART-8V“, palivové dýzy, dodávacie palivové čerpadlo, nízkotlakový palivový čistič, spúšťacie palivové čerpadlo „PNR-45B“, spúšťacie palivové dýzy a palivová rampa. 

Regulácia dodávky paliva do hlavnej spaľovacej komory je otvoreného typu a vykonáva sa v závislosti na hodnote celkového tlaku vzduchu na vstupe do kompresora motora podľa vzťahu „Qp,HSK = f(p1c)“.

Palivová sústava dodávky paliva do komory prídavného spaľovania zabezpečuje regulovanú dodávku paliva do palivových dýz v komore prídavného spaľovania v závislosti na celkovom tlaku vzduchu pred kompresorom motora pri zapnutých režimoch prídavného spaľovania podľa vzťahu „Qp,KPS = f(p1c)“. Základnou časťou palivovej sústavy dodávky paliva do komory prídavného spaľovania je palivové čerpadlo-regulátor s  premenlivou dodávkou paliva pri zmene režimu letu. Použité palivo „PL-4“.

Spúšťacia sústava

Spúšťacia sústava motora VK-1F zabezpečuje spúšťanie motora na zemi a počas letu a zapnutie režimu prídavného spaľovania. Spúšťaciu sústavu motora tvorí elektrické spúšťač „ST-2-48“, spúšťací panel „PS-48“, spúšťacie palivové čerpadlo „PNR-45B“ s elektrickým motorom „D-150“, spúšťacie palivové dýzy v 3. a 8. rúrkovej spaľovacej komore a dve zapaľovacie sviečky „SD-55 ANM“. Spúšťacia sústava motora zabezpečuje spúšťanie motora pomocou spúšťacieho panelu „PS-2“. Pilot spúšťa motor stlačením tlačidla na páke ovládania motora a po roztočení rotora motora otvorením uzatváracieho palivového kohúta. Elektrický spúšťač, spúšťacie palivové čerpadlo a spúšťacie palivové dýzy sa zapínajú spúšťacím panelom „PS-2“ v určitých časových intervaloch. Celý spúšťací cyklus motora trvá 30 sekúnd. Pri vysadení motora počas letu je možné jeho opätovné spustenie v rozsahu výšok od H = 2500 m do 6500 m. Ovládanie procesu spúšťania počas letu  sa  zabezpečuje zvláštnym prepínačom spúšťania motora počas letu. Spúšťacia sústava motora zabezpečuje  aj  proces zapaľovania zmesi paliva a plynu  v komore prídavného spaľovania pri zapínaní režimu prídavného spaľovania.

Sústava ovládania výstupnej dýzy

Sústava ovládania výstupnej dýzy motora  VK-1F zabezpečuje dvojpolohovú reguláciu výstupnej dýzy motora. Prestavovanie výstupnej dýzy z priemeru D5,min. = 540 mm na priemer D5,max. = 624 mm pri zapnutí režimu prídavného spaľovania zabezpečujú tri hydraulické pracovné valce, ktoré sú napájané tlakovou hydraulickou kvapalinou z  hlavnej hydraulickej sústavy lietadla. Hydraulická sústava lietadla pracuje s tlakom hydraulickej sústavy p = 13,5 až 14 MPa.

Kontrolné a signalizačné prístroje

Kontrola činnosti motora VK-1F v kabíne pilota lietadla MiG-17 sa vykonáva pomocou ukazovateľa palivomera „KES-857“, ukazovateľa otáčkomera „TE-20“, ukazovateľa teploty výstupných plynov „TGZ-47“, ukazovateľa tlakomera paliva „EM-10“ a trojručičkového ukazovateľa tlaku paliva, tlaku oleja a teploty oleja „EMI-3R“. Proces spúšťania, zapnutia prídavného spaľovania a zmeny polohy výstupnej dýzy je signalizovaný signalizačnými žiarovkami.






Přístupů od 24. 4. 2002