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.
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 |
| 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 |
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 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 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 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 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“.
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 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 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 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 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.
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.
Poslední aktualizace: 20.7.2007
Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište
Zpět na homepage www.leteckemotory.cz