VÝPOČTOVÉ CVIČENIE Z TEÓRIE LETECKÝCH MOTOROV

Transcript

1 ECHNICKÁ UNIVERZIA V KOŠICIACH LEECKÁ FAKULA Katedra letekého inžinierstva VÝPOČOVÉ CVIČENIE Z EÓRIE LEECKÝCH MOOROV Približný výočet teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora Ing. Marián HOCKO, PhD. KOŠICE 2010

2 Ing. Marián HOCKO, PhD., 2010 Oonenti: Ing. Stanislav FÁBRY, PhD. Ing. Jozef JUDIČÁK, PhD. Za odbornú a jazykovú stránku tohto vysokoškolského učebného textu zodovedá autor. Jazyková korektúra: PhDr. Dagmar HOCKOVÁ Vydavateľ: ehniká univerzita v Košiiah Leteká fakulta lač: ISBN 2

3 PREDHOVOR Publikáia Výočtové vičenie z redmetu eória letekýh motorov Približný výočet teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora je určená re študentov 3. ročníka bakalárskeho štúdia šeializáie revádzka lietadiel Letekej fakulty ehnikej univerzity v Košiiah ako návod na redísané výočtové vičenie v rámi redmetu urbokomresorové motory II. odľa shváleného učebného lánu redmetu. Môže byť oužitá aj re otreby odborníkov, ktorí raujú v oblasti vývoja, výroby alebo oráv letekýh turbokomresorovýh motorov alebo turbokomresorov. V ublikáii je uvedený odrobný ostu ribližného výočtu teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora (JLKM), ktorý je dolnený ríslušnými shémami, obrázkami a grafmi. Výočtové vičenie umožňuje raktiky revičiť získané teoretiké znalosti z rednášok v rámi redmetov urbokomresorové motory I. a urbokomresorové motory II.. Súčasťou ublikáie sú štyri vzorové ríklady ribližného výočtu konkrétnyh tyov jednorúdovýh letekýh turbokomresorovýh motorov (VK-1, J-79, R-29B-300 a Olymus 93 Mk.610). Dosiahnutá resnosť realizovanýh výočtov zodovedá otrebám revádzkovýh raovníkov traťovej údržby letekej tehniky v zmysle ožiadaviek redisov Part-66 a Part-147, ktoré boli vydané Nariadením Euróskej komisie č. 2042/2003. Pre detailný výočet teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora je nutné využiť ostuy, ktoré sú uvedené v odorúčanej literatúre. V záverečnej časti sú definované zadania re revičenie výočtu teelného obehu konkrétnyh tyov jednorúdovýh letekýh turbokomresorovýh motorov. Autor 3

4 OBSAH Predhovor...3 Obsah...4 Zoznam symbolov a skratiek...6 Výočtové vičenie, Približný výočet teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora...8 I. Úvod...8 II. Výočet arametrov rúdu vzduhu vo vstunom ústrojenstve JLKM...11 III. Výočet arametrov vzduhu v axiálnom komresore JLKM...14 IV. Výočet arametrov lynu v hlavnej saľovaej komore JLKM...1 V. Výočet arametrov lynu v lynovej turbíne JLKM...16 VI. Výočet arametrov lynu vo výstunej sústave JLKM...19 VII. Výočet šeifikého ťahu JLKM...24 VIII. Výočet šeifikej sotreby aliva JLKM...2 IX. Záver...2 Príklad č Príklad č Príklad č Príklad č Záver...92 Použitá literatúra...94 Príloha č. 1, Graf 1/α.l 0 f(t 3, 2 )...9 Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č Zadanie č

5 Zadanie č Zadanie č Zadanie č

6 ZOZNAM SYMBOLOV A SKRAIEK a rýhlosť lynu v kritikom riereze výstunej dýzy [1] A loha kritikého rierezu výstunej dýzy [m 2 ] A 6 loha kritikého rierezu výstunej dýzy [m 2 ] m šeifiká sotreba aliva [kg.n -1.h -1 ] m,max. šeifiká sotreba aliva na maximálnom režime [kg.n -1.h -1 ] m,ps šeifiká sotreba aliva na režime rídavného saľovania [kg.n -1.h -1 ] m,vy. vyočítaná šeifiká sotreba aliva [kg.n -1.h -1 ] m,zad. zadaná šeifiká sotreba aliva [kg.n -1.h -1 ],l. šeifiké telo lynu ri stálom tlaku [kg.n -1.h -1 ],v. šeifiké telo lynu ri stálom tlaku [J.K -1.kg -1 ] 0 rýhlosť letu [m.s -1 ] 6 rýhlosť výstunýh lynov [m.s -1 ] D riemer [m] D max. maximálny riemer motora [m] D 1 vstuný riemer komresora [m] D kritiký riemer výstunej dýzy [m] D 6 vonkajší riemer výstunej dýzy [m] F m ťah motora [N.kg. -1.s] F,max.. maximálny ťah motora [N] F,PS ťah motora na režime rídavného saľovania [N] F,vy. vyočítaný ťah motora [N] F,zad. zadaný ťah motora [N] F ťah motora [N] G suhá hmotnosť motora [kg] G max. maximálna hmotnosť motora [kg] H výhrevnosť aliva [J.kg -1 ] H 0 výška [m] l dĺžka [m] l 0 teoretiké množstvo vzduhu [1] L dĺžka motora [m] m hmotnosť [kg] M 0 Mahovo číslo [1] 0 atmosfériký tlak [Pa] 0 elkový tlak vzduhu red vstuným ústrojenstvom [Pa] 1 elkový tlak vzduhu na vstue do komresora [Pa] 1,id. ideálny elkový tlak vzduhu na vstue do komresora [Pa] 2 elkový tlak vzduhu za komresorom [Pa] 2,NK elkový tlak vzduhu za nízkotlakovým komresorom [Pa] 2,VK elkový tlak vzduhu za vysokotlakovým komresorom [Pa] 3 elkový tlak lynu na výstue z hlavnej saľovaej komory [Pa] 4 elkový tlak lynu za lynovou turbínou [Pa] 4,N elkový tlak lynu za nízkotlakovou lynovou turbínou [Pa] 4,V elkový tlak lynu za vysokotlakovou lynovou turbínou [Pa] statiký tlak lynu v kritikom riereze výstunej dýzy [Pa] r lynová konštanta re vzduh [J.K -1.kg -1 ] r lynová konštanta re lyn [J.K -1.kg -1 ] Q v rietokové množstvo vzduhu [kg.s -1 ] Q l rietokové množstvo lynu [kg.s -1 ] 6

7 Q odv. odvedené množstvo vzduhu z motora [kg.s -1 ] t 0 atmosfériká telota [ C] t 3,max. maximálna telota lynu red lynovou turbínou [ C] t 4,max. maximálna telota lynu za lynovou turbínou [ C] 0 elková telota vzduhu red vstuným ústrojenstvom [K] 1 elková telota vzduhu na vstue do komresora [K] 2 elková telota vzduhu za komresorom [K] 2,ad. elková adiabatiká telota vzduhu za komresorom [K] 2,NK elková telota vzduhu za nízkotlakovým komresorom [K] 2,VK elková telota vzduhu za vysokotlakovým komresorom [K] 3 elková telota lynu na výstue z hlavnej saľovaej komory [K] 4 elková telota lynu za lynovou turbínou [K] 4,N elková telota lynu za nízkotlakovou lynovou turbínou [K] 4,V elková telota lynu za vysokotlakovou lynovou turbínou [K] telota lynu na výstunej dýze [K],ad. adiabatiká telota lynu v kritikom riereze výstunej dýzy [K] 6 telota lynu za motorom [K] 6,ad. adiabatiká telota lynu za motorom [K] α 0 súčiniteľ rebytku vzduhu [1] m odhýlka vyočítanej a zadanej hodnoty šeifikej sotreby aliva [%] D odhýlka vyočítanej a zadanej hodnoty kritikého rierezu výstunej dýzy [%] F odhýlka vyočítanej a zadanej hodnoty ťahu motora [%] 4 odhýlka vyočítanej a zadanej hodnoty teloty lynu za lynovou turbínou [%] π K elkový stueň stlačenia [1] ρ 0 hustota vzduhu [kg.s -1 ] ρ hustota lynu v kritikom riereze výstunej dýzy [kg.s -1 ] ρ 6 hustota lynu vo vonkajšom riereze výstunej dýzy [kg.s -1 ] σ D súčiniteľ zahovania elkového tlaku v difúzore vstuného ústrojenstva [1] σ rv súčiniteľ zahovania elkového tlaku v rázovýh vlnáh [1] η K elková účinnosť komresora [1] η K,NK elková účinnosť nízkotlakového komresora [1] η K,VK elková účinnosť vysokotlakového komresora [1] σ HSK súčiniteľ zahovania elkového tlaku v hlavnej saľovaej komore [1] σ SK súčiniteľ zahovania elkového tlaku v hlavnej saľovaej komore [1] σ VS súčiniteľ zahovania elkového tlaku vo vstunej sústave [1] η m mehaniká účinnosť [1] η SP saľovaia účinnosť [1] η VD, elková účinnosť výstunej dýzy motora [1] η elková účinnosť lynovej turbíny [1] η,n elková účinnosť nízkotlakovej lynovej turbíny [1] η,v elková účinnosť vysokotlakovej lynovej turbíny [1] κ exonent adiabaty re vzduh [1] κ` exonent adiabaty re lyn [1] µ VD súčiniteľ kontrakie rúdu vo výstunej dýze [1] φ VD súčiniteľ straty rýhlosti vo výstunej dýze [1] 7

8 VÝPOČOVÉ CVIČENIE PRIBLIŽNÝ VÝPOČE EPELNÉHO OBEHU JEDNOPRÚDOVÉHO LEECKÉHO URBOKOMPRESOROVÉHO MOORA I. ÚVOD Cieľom ribližného výočtu teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora je stanovenie základnýh arametrov rúdu vzduhu a lynu v jednotlivýh tyikýh rezoh JLKM a výočet jeho hlavnýh arametrov, šeifikého ťahu F m, ťahu F a šeifikej sotreby aliva m. Približný výočet teelného obehu je realizovaný ri činnosti JLKM s maximálnym režimom, na zemi, ri nulovej rýhlosti M 0 a nulovej výške H 0 m. 1.1 Zadanie Vykonajte výočet teelného obehu JLKM re nižšie uvedené hodnoty. Pri výočte vyhádzajte z redokladu, že LKM rauje ri maximálnyh otáčkah. 1.2 Zadané arametre Výška letu H 0m ; Rýhlosť letu 0 0m. s ; Celkový stueň stlačenia π K ; Celková účinnosť komresora η K 0, 78 ; Súčiniteľ zahovania elkového tlaku vzduhu vo vstunom ústrojenstve σ D 0, 99 ; elota red lynovou turbínou K ; Celková adiabatiká účinnosť lynovej turbíny η 0, 87 ; Súčiniteľ zahovania elkového tlaku v hlavnej saľovaej komore σ SK 0, 93 ; Mehaniká účinnosť η m 0, 98; Účinnosť výstunej sústavy motora η, 0, 96. Kde: Celkový stueň stlačenia: Celková účinnosť komresora: VD 2 π K [ 1 ] 1 2, ad. 1 η K [ 1 ] 2 Súčiniteľ zahovania elkového tlaku vzduhu vo vstunom ústrojenstve: 1 σ D [ 1 ] 0 8

9 Súčiniteľ zahovania elkového tlaku v hlavnej saľovaej komore: 3 σ SK [ 1 ] 2 Obr. 1 Priniiálna shéma jednorúdového dvojhriadeľového letekého turbokomresorového motora riebeh zmeny arametrov rúdu vzduhu a lynu ri činnosti bez zanutého režimu rídavného saľovania Označenie kontrolnýh rezov 0-1 nadzvukové vstuné ústrojenstvo JLKMsPS, 1-1 nízkotlakový komresor JLKMsPS, 1-2 vysokotlakový komresor JLKMsPS, 2-3 hlavná saľovaia komora JLKMsPS, 3-3 vysokotlaková lynová turbína JLKMsPS, 3-4 nízkotlaková lynová turbína JLKMsPS, 4-4 difúzor komory rídavného saľovania JLKMsPS, 4-4 komora rídavného saľovania JLKMsPS, 4 - odzvuková časť výstunej dýzy JLKMsPS, - 6 nadzvuková časť výstunej dýzy JLKMsPS. 9

10 Obr. 2 Priebeh zmeny arametrov vzduhu a lynu ri rietoku jednorúdovým letekým turbokomresorovým motorom ri rái na zemi a očas letu Obr. 3 V diagram teelného obehu JLKM Obr. 4 s diagram teelného obehu JLKM 10

11 II. VÝPOČE PARAMEROV VZDUCHU VO VSUPNOM ÚSROJENSVE JLKM 2. 1 Parametre vzduhu red JLKM Z tabuliek štandardnej atmosféry (MŠA) je možné odčítať následné hodnoty: Pre základné fyzikálne odmienky latí: H 0 m t 0 1 C t ,2 Pa ρ 1,2206 kg.m -3 0 [ K ] 1 273,1 288,1 K 0 + Obr. Priniiálna shéma nadzvukového vstuného ústrojenstva Predoklad: Na vstu vzduhu medzi výočtovými rezmi 0 0 a 1 1 nie je dodávaná vonkajšia ráa, retože výmena tela medzi retekajúim vzduhom v motore a okolitou atmosférou je veľmi malá. Je možné ju zanedbať a teda termodynamiké roesy ovažovať za adiabatiké, q von 0 J kg. re ktoré latí [ ].. Poznámka: Pre redokladaný adiabatiký rívod vzduhu vo vstunom ústrojenstve LKM latí κ 1, Celkový tlak a elková telota red vstuným ústrojenstvom JLKM 0 M 0 [ 1 ] 20,

12 0 M ,0. 288,1. 1 κ M κ κ [ Pa ] κ M ,4 1,4 1, , ,2 Pa 2 [ K ] 1, , ,1 K Celkový tlak a elková telota vzduhu na vstue do komresora JLKM Pre ríad ideálnej vstunej sústavy, t. j. re vstunú sústavu, kde nevznikajú žiadne straty elkového tlaku, bude elkový tlak v reze 1 1 rovný elkovému tlaku v reze 0 0, teda latí 1, id. 0 [ Pa]. κ κ 1 1,. 0. id [ Pa ] 0 1,4 1,4 288,1 1, id , ,2 Pa 288,1 U skutočného motora medzi rezmi 0 0 a 1 1 vznikajú straty elkového tlaku. V ríade nadzvukovej rýhlosti letu medzi rezmi 0 0 a a a v dôsledku existenie rázovýh vĺn vznikajú straty elkového tlaku harakterizované súčiniteľom zahovania elkového tlaku vzduhu v rázovýh vlnáh. a σ rv [ 1 ] 1, id. Kde: a [ Pa] elkový tlak v reze a a vstuného ústrojenstva; [ Pa], id. 1 ideálny tlak vo vstunom ústrojenstve red komresorom. Súčiniteľ σ rv je závislý od rýhlosti letu a od usoriadania rázovýh vĺn vo vstunej sústave motora. Poznámka: Pri stojaom motore (ri štarte lietadla), kedy 0 m. s, H 0 m σ 1. 0 V dôsledku trenia a existenie závernej rázovej vlny, alebo sústavy rázovýh vĺn vo vstunom kanále (difúzore) vstunej sústavy budú medzi rezmi a a a 1 1 vznikať ďalšie straty elkového tlaku harakterizované súčiniteľom zahovania elkového tlaku vzduhu na vstunom difúzore σ. D rv 12

13 1 σ D [ 1 ] a Poznámka Pri stojaom motore (ri štarte lietadla), kedy hodnoty v rozsahu: σ 0,96 0, 98. D 0 m. s, H 0 m 0 σ D dosahuje Pri zvážení uvedenýh skutočností elkový tlak vzduhu za vstunou sústavou bude stanovený následným sôsobom. σ. σ [ Pa ]. 1 1, id. VS 0 σ σ. σ VS [ 1 ] rv D VS Kde: σ rv [] 1 súčiniteľ zahovania elkového tlaku vzduhu v rázovýh vlnáh, ktorý je závislý od Mahovho čísla letu a konštrukčného usoriadania vstunej sústavy, ktoré určuje rozloženie sústavy rázovýh vĺn; [] 1 σ D súčiniteľ zahovania elkového tlaku vzduhu vo vstunom difúzore, ktorý je závislý od konštrukčného riešenia difúzora a režimu ráe motora ri rôznyh rýhlostiah letu (na úrovni závernej rázovej vlny); σ 1 súčiniteľ zahovania elkového tlaku vzduhu vo vstunej sústave motora. VS [] Pri stojaom motore (ri štarte lietadla), kedy σ 0,98. D σ σ. σ. σ. 1 1, id. rv. D 0 rv D M 0, H 0m bude volená hodnota: ,2.1.0, ,322 Pa Parametre tlaku vzduhu vo vstunom ústrojenstve sa budú meniť s rastúou rýhlosťou letu a výškou letu lietadla. 1 Kde: [ K ] 2. 0 [. s ] 1 1 [ J. kg ] K, v m - rýhlosť letu lietadla;, v , ,1 K šeifiké telo vzduhu za stáleho tlaku,, v 100 J. kg. K. Celková telota vzduhu ri rietoku letiaim motorom sa zmení v závislosti na rýhlosti letu a výške letu lietadla. 13

14 Obr. 1 s a V diagram zmeny stavu vzduhu ri rietoku vstunou sústavou JLKM, ak 0 m. s, H 0 m 0 Obr. 7 S a V diagram zmeny stavu vzduhu ri rietoku vstunou sústavou JLKM očas letu III. VÝPOČE PARAMEROV VZDUCHU V AXIÁLNOM KOMPRESORE JLKM 3.1 Celkový tlak vzduhu za komresorom LKM 2 Kde: Pre elkový tlak vzduhu za komresorom LKM latí nasledujúi vzťah. 1 [ Pa] [] 1. π K [ Pa] , ,61 Pa 2 elkový tlak vzduhu za komresorom; π elkový stueň stlačenia komresora. K Veľkosť stlačenia vzduhu v komresore je závislá na druhu komresora a očte stuňov komresora. 14

15 Obr. 8 V a S diagram stlačovania vzduhu v komresore JLKM 3.2 Celková telota vzduhu v axiálnom komresore JLKM π η κ κ KC KC 2 [ K ] Kde: K [] 1 1,4 1, , ,78 03,8264 K η elková účinnosť komresora, ktorá je daná vzťahom η K 0,78. 2, ad. 1 η K [ 1 ] 2 1 IV. VÝPOČE PARAMEROV PLYNU V HLAVNEJ SPAĽOVACEJ KOMORE JLKM 4.1 Celkový tlak lynu za saľovaou komorou JLKM V hlavnej saľovaej komore JLKM rebieha remena hemikej energie aliva na energiu teelnú. V ideálnej HSK by horenie aliva malo rebiehať za stáleho tlaku. U reálnyh HSK vznikajú straty elkového tlaku v dôsledku trenia (hydrauliké straty) a straty v dôsledku rívodu tela. ieto druhy strát harakterizuje súčiniteľ zahovania elkového tlaku v HSK σ. 3 σ SK [ 1 ] 2 SK Kde: σ 1 súčiniteľ zahovania elkového tlaku; SK [] [ Pa] 3 elkový tlak lynu za HSK; 1

16 [ Pa] 2 elkový tlak vzduhu za komresorom. Hodnota σ SK závisí na konštrukčnom riešení hlavnýh saľovaíh komôr a na stuni zvýšenia elkovej teloty v nih. Súčiniteľ zahovania elkového tlaku v HSK sa u súčasnýh JLKM ohybuje v rozmedzí σ 0,93 0, 97. SK V HSK vznikajú ďalšie straty nedokonalosťou remeny hemikej energie dodanej vo forme aliva na energiu teelnú. Dokonalosť saľovania v HSK harakterizuje saľovaia účinnosťη SP, ktorá je definovaná omerom skutočne uvoľneného tela v HSK k telu teoretiky uvoľniteľnému, t. j. k telu obsiahnutému v dodanom alive. Saľovaia účinnosť u modernýh HSK je relatívne vysoká a ohybuje sa v rozmedzí η 0,96 0, 98. Kde: η 1 saľovaia účinnosť. SP [] SP Obr. 9 s a V diagram horenia v hlavnej saľovaej komore JLKM [ Pa ] 3 σ SK. 2 Kde: σ 0,93. SK 3 0, , ,7473 Pa Pri návrhu JLKM je nutné zvoliť elkovú telotu lynu red lynovou turbínou, t. j. elkovú telotu lynu za HSK 3. Voľba teloty 3 je obmedzená dovolenou telotou loatiek rvého stuňa lynovej turbíny. áto telota je závislá na druhu oužitého materiálu a na dokonalosti hladenia loatiek rvého stuňa lynovej turbíny. U lynovýh turbín s hladenými loatkami je dovolená vyššia telota lynov red lynovou turbínou 3 o 10 až 300 K ako u nehladenýh lynovýh turbín z rovnakého materiálu. t 273,1 [ K ] t 273,1 [ C] 3 3 t ,1 866,8 C 3 16

17 V. VÝPOČE PARAMEROV PLYNU V PLYNOVEJ URBÍNE JLKM Plynová turbína JLKM slúži na ohon komresora a motorovýh agregátov. Pre lynovú turbínu tak musí latiť rovnosť výkonu lynovej turbíny a výkonu komresora..1 Rovnováha výkonu lynovej turbíny a komresora JLKM Q. W η. Q. W v Kde: Q l K v m al l Q + Q Q [ kg. s ] [ kg. s ] [ J. kg ] odv Q v množstvo vzduhu na vstue do komresora; W K elková odvedená ráa na vzduh komresorom; m [] 1 η mehaniká účinnosť LKM; [ kg. s ] [ J. kg ] [ kg. s ] [ kg. s ] Q l množstvo lynu retekajúeho ez lynovú turbínu; W elková ráa získaná na lynovej turbíne; Q al hmotnostný rietok aliva dodávaného do motora; Q odv hmotnostný rietok vzduhu odvedeného z komresora alebo za komresorom re otreby motora a lietadla. U malýh JLKM jednomotorovýh lietadiel je hmotnostný rietok vzduhu odoberaného re otreby motora a lietadla väčší ako hmotnostný tok aliva vstrekovaného do HSK Q odv > Qal. U motorov s veľkými hodnotami ťahov to latí oačne Q odv < Qal. Pri resnom výočte je nevyhnutné oznať tento rozdiel. V mnohýh ríadoh ri redbežnýh a kontrolnýh výočtoh vykonávanýh v letekej revádzke je možné redokladať Q. l Q v Poznámka: ento redoklad nie je možné zaviesť v ríade, že sa vzduh z riestoru za komresorom odvádza na riadenie aerodynamiky krídla (ofukovanie medznej vrstvy na krídle lietadla MiG-21 MF vzduhom odoberaným z komresora motora R-13F-300). Mehaniká účinnosť η m zahŕňa straty trením v ložiskáh, výkon otrebný k ohonu čeradiel, rôznyh motorovýh agregátov a od. Hodnota mehanikej účinnosti je závislá aj na veľkosti motora. U malýh motorov s malými ťahmi je mehaniká účinnosť menšia, retože výkon k ohonu agregátov k výkonu lynovej turbíny je relatívne vyšší ako u veľkýh motorov. U motorov súčasnýh vojenskýh lietadiel, za redokladu, že latí Q l Qv, mehaniká účinnosť dosahuje hodnotu η 0,96 0, 98. W η. W K [ J. kg ] m.( 2 1 ) η m., l.( 3 4, v ) m, v 4 3.( 2 1 ). η, l m [ K] 17

18 Kde: 1 1 [ J. kg ] K 1 1 [ J. kg ] K, v., l. šeifiké telo za stáleho tlaku vzduhu, šeifiké telo za stáleho tlaku lynu, 1 mehaniká účinnosť; η m [] [ K ] [ K] 3 elková telota lynu red lynovou turbínou; 4 elková telota lynu za lynovou turbínou. Za šeifiké telo lynov v lynovej turbíne hodnotu medzi elkovými telotami, v 100 J. kg. K ;, l 118 J. kg. K ;, je nevyhnutné dosadiť strednú l 3 a 4. áto hodnota musí byť určená re dané zloženie lynov, ktoré v rozhodujúej miere závisí na veľkosti súčiniteľa rebytku vzduhu α v hlavnej saľovaej komore JLKM (03, ,1) 948,9997 K 118.0,98.2 Celkový tlak lynov za lynovou turbínou JLKM Celkový tlak lynov za lynovou turbínou 4 sa určí z redokladu adiabatikej exanzie. κ 1 4,. κ ad 4 3. [ Pa ] 3 Kde: κ [] 1 exonent adiabaty lynov v rozmedzí elkovýh telôt 3 a 4 ri danom rebytku vzduhu..3 Celková adiabatiká telota lynov za lynovou turbínou JLKM Celková adiabatiká telota lynov za lynovou turbínou JLKM 4 je ideálna telota lynu za lynovou turbínou, na ktorú by lyn exandoval, ak by na lynovej turbíne nevznikali straty. 4, ad. Kde: 3 3 η 4 [ K ] η 0,87. Celková adiabatiká účinnosť lynovej turbíny η závisí hlavne na očte stuňov lynovej turbíny, na jej veľkosti, ako aj na tom, či sa jedná o hladenú alebo nehladenú lynovú turbínu. Čím väčší je očet turbínovýh stuňov ri danom teelnom sáde, tým väčšia je účinnosť lynovej turbíny. Chladenie v dôsledku odvodu tela očas exanzie zvyšuje účinnosť lynovej turbíny. Chladené loatky lynovej turbíny nie sú z aerodynamikého hľadiska dokonalé, čo znižuje účinnosť lynovej turbíny. Je teda možné skonštatovať, že účinnosť hladenej či nehladenej lynovej turbíny ri rovnakýh teelnýh sádoh lynu je rovnaká. 18

19 ,9997 4, ad ,7139 K 0,87.4 Celkový ideálny tlak lynu za lynovou turbínou LKM κ 1 4,. κ ad 4,. 3. id [ Pa ] 3 Kde: κ 1,33. 1,33 1,33 921,7139 4, id , ,1482 Pa Skutočný elkový tlak lynu za lynovou turbínou JLKM 4 Obr. 10 s a V diagram exanzie lynu na lynovej turbíne JLKM κ κ η [ Pa ] 1,33 1,33 948, , , ,181 Pa VI. VÝPOČE PARAMEROV PLYNU VO VÝSUPNEJ SÚSAVE JLKM Z lynovej turbíny vystuuje lyn do výstunej sústavy, ktorá je tvorená redlžovaou rúrou a výstunou (výtokovou) dýzou. Vo výstunej dýze mení lyn svoju tlakovú a teelnú energiu na energiu kinetikú. U zužujúej sa výstunej dýzy môžu nastať dva ríady. Exanzia lynu bude ukončená vo výstunej dýze, t. j. rýhlosť lynov v najužšom mieste dýzy bude menšia alebo rovná 19

20 miestnej rýhlosti zvuku. V tomto ríade bude rúdenie lynov výstunou dýzou odkritiké alebo kritiké. Obr. 11 Priniiálna shéma odzvukovej výstunej sústavy JLKM Rýhlosť lynov v najužšom mieste ri odkritikom alebo kritikom rúdení určíme nasledovne...( ) [ m. s ] 6 2, l 4 alebo: κ κ 0 2., l [ m. s ] Rýhlosť lynov na výstue z výstunej dýzy je možné vyočítať z nasledovného vzťahu: ϕ VD [ m. s ]., id. κ κ 0, id. 2., l [ m. s ] 4 Kde: VD [] 1 ϕ rýhlostný súčiniteľ výstunej dýzy, ktorý sa ohybuje v rozmedzí ϕ 0,96 0,98. VD 6.1 Účinnosť výstunej sústavy JLKM 4 η VD [ 1 ] 4, ad. 6.2 Statiká telota lynov na výstunej dýze JLKM κ κ ηvd [ K ] 4 2 η VD ϕ VD. 20

21 6.3 Exanzia lynu re ríad kritikého alebo odkritikého rúdenia JLKM Pri odkritikom rúdení lynu je rýhlosť lynu vo výstunom reze výstunej sústavy JLKM odzvuková. Pri kritikom rúdení lynu sa dosahuje vo výstunom reze výstunej sústavy JLKM zvuková rýhlosť M Zmena stavu lynu ri rúdení zužujúou sa výtokovou dýzou ri nadkritikom tlakovom sáde lynov JLKM V tomto ríade v najužšom mieste výstunej dýzy bude rýhlosť vystuujúeho lynu rovná rýhlosti zvuku a ďalšia exanzia lynov bude okračovať vo voľnej atmosfére za výtokovou dýzou Rýhlosť vystuujúih lynov v najužšom mieste výstunej dýzy JLKM κ [ m. s ] a. r elota vystuujúih lynov v najužšom mieste výstunej dýzy JLKM [ K ] κ lak vystuujúih lynov v najužšom mieste výstunej dýzy JLKM κ 1,. κ ad 4. [ Pa ] Adiabatiká telota lynov v najužšom mieste výstunej dýzy JLKM Obr. 12 s a V diagram odkritikej exanzie lynu vo výstunej dýze JLKM 4, ad. 4 [ K ] ηvd 21

22 Obr. 13 s a V diagram nadkritikej exanzie lynu vo výstunej dýze JLKM Pri nadkritikom tlakovom sáde musí byť slnená nasledná odmienka: [ Pa] 6.4. Kritiký rierez výstunej dýzy JLKM Kritiký rierez výstunej dýzy LKM sa určuje z rovnie kontinuity. A Kde: Qv ρ.. µ VD 2 [ m ] 3 ρ [ kg. m ] r. VD [] 1 0 >. µ súčiniteľ kontrakie rúdu vo výstunej dýze, ktorý sa ohybuje v tomto rozmedzí: µ 0,99 0,99. VD 6. Zmena arametrov lynu ri rietoku konvergentne divergentnou výstunou dýzou JLKM Obr. 14 Priniiálna shéma konvergentne divergentnou výstunou dýzou JLKM 22

23 Kde: 2 [ ] 2 [ ] S kritiký rierez výstunej dýzy; m 6 m S výstuný rierez výstunej dýzy. Konvergentne divergentná výstuná dýza sa navrhuje tak, aby elý nadkritiký tlakový sád lynov bol sraovaný vo vnútri výstunej dýzy Rýhlosť vystuujúih lynov vo výstunom riereze nadzvukovej výstunej dýzy JLKM 0 6 ϕvd. 2., l κ κ [ m. s ] 6..2 Adiabatiká telota vystuujúih lynov vo výstunom riereze nadzvukovej výstunej dýzy JLKM κ κ 0 6,. 4. ad [ K ] Skutočná telota vystuujúih lynov vo výstunom riereze nadzvukovej výstunej dýzy JLKM ). η [ K ] 6 4 ( 4 6, ad. VD 6..4 Výstuný rierez konvergentne-divergentnej výstunej dýzy JLKM S Q [ ] l 2 6 m 0. 6.µ VD r Kritiký tlakový sád vo výstunej dýze JLKM Kde: ϕ VD κ κ + ϕ KRI VD 0,98 2 ϕ VD 0,96 κ 1,33 κ κ 4 [] 1 KRI. 1, , ,96 1,33 1,33 0,274 Výočet tlakového omeru 0 4 KRI. a orovnanie s kritikým tlakovým sádom. 23

24 , ,181 0, ,274 > 0,142 > nadkritiký tlakový sád 4 4 KRI Výstuná rýhlosť lynu z výstunej dýzy JLKM 2.. r l + 1 κ κ [ m. s ] ,33.287,4.948,9997 8,006 m.s -1 1, elota lynu na výstue z výstunej dýzy JLKM Predoklad: q von. 0. [ J ] kg 2 [ K ] 2., l 4 948,9997 K 2 8, , ,62 K lak lynu na výstue z výstunej dýzy ri nadkritikom tlakovom sáde JLKM Poznámka: Pri odkritikom tlakovom sáde je tlak [ Pa ] 4 KRI ,181.0, ,7402 Pa VII. VÝPOČE ŠPECIFICKÉHO ŤAHU JLKM Šeifiký ťah motora F m re zodovedajúi tlakový sád sa určí nasledovne: 7.1 Podkritiký tlakový sád JLKM F m 1 [ N. kg ]. s Nadkritiký tlakový sád JLKM 0 1 Fm 0 + [ N. kg ]. s ρ..µ VD Kde: µ 0,99 0,99. VD 24

25 . r. 3 [ kg ] ρ m ,7402 ρ 0,4439 kg.m ,4.814, , ,2 F m 8, ,6032 N.s.kg -1 0,4439.8,006.0,99 Poznámka: Pri odkritikom rúdení alebo ri oužití konvergentne divergentnej výstunej dýzy F m N. s kg. [ ] 0. VIII. VÝPOČE ŠPECIFICKEJ SPOREBY PALIVA JLKM 8.1 Šeifiká sotreba aliva JLKM m m Kde: 1 α. l 1 [ kg. N ] Qal h F 3600 α. l F F α l 1 [ kg. N ]. h 0 0. m m. 0 0, Hodnoty odielu sa určujú z grafu vykreslenom v rílohe re stanovené α. l0 odmienky: - zastúenie uhlíka v 1 kg aliva 0, 8; - zastúenie vodíka v 1 kg aliva h 0, 1 ; - saľovaia účinnosť hlavnej saľovaej komory η SP 0, 98 ; - teoretiké množstvo vzduhu otrebné na sálenie 1 kg l 0 14,942 kg. kg ; 7 - dolná výhrevnosť aliva H u 4, J. kg ; - súčiniteľ rebytku vzduhu v hlavnej saľovaej komore α. IX. ZÁVER 3600 m.0,0178 0,1127 kg.n -1.h -1 68,6032 Výočtom teelného obehu jednorúdového JLKM, ak 0 0 m. s, H 0 m boli určené tieto základné arametre uvedené v následnej tabuľke výsledkov. Pri výočte teelného obehu konkrétneho tyu JLKM je nutné na záver výočtu zhodnotiť erentuálnu odhýlku vyočítanej hodnoty ťahu F a šeifikej sotreby aliva m a tiež zadanej hodnoty ťahu F a šeifikej sotreby aliva m výrobom JLKM na danom režime. 2

26 ABUĽKA VÝSLEDKOV VELIČINA HODNOA JEDNOKA 0 1, id ,2 Pa ,3220 Pa ,6100 Pa ,7473 Pa 4, id ,1482 Pa ,181 Pa ,7402 Pa ,1 K 2 03,8264 K t 3 866,8 C 4 948,9997 K 4, ad. 921,7139 K 814,62 K 0 / 4 0,142 1 ( / 4 ) KRI. 0, ,006 m.s -1 ρ 0,4439 kg.m -3 F m 68,6032 N.s.kg -1 m 0,1127 kg.n -1.h -1 26

27 PRÍKLAD č. 1 Zadanie Vyočítajte základné arametre teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora VK-1 ri jeho činnosti na zemi ri maximálnom režime, ak sú dané následné vstuné hodnoty arametrov: H 0 0 m; 0 0 m.s -1 ; M 0 0; ,2 Pa; Q v 48,2 kg.s -1 ; t 3 87 C; π K 4,42; σ D 1; σ rv 1; η K 0,76; σ HSK 0,93; η m 0,96; η VD, 0,97; η 0,874 σ P 0,93; κ 1,4; κ 1,33;,v 100 J.kg -1.K -1 ;,l 118 J.kg -1.K -1 ; r 287,4 J.kg -1.K -1. Kontrolné údaje motora Ťah motora na štartovaom režime...f 26,47 kn Šeifiká sotreba aliva na štartovaom režime... m 0,1091 kgn -1.h -1 Maximálna telota lynov za lynovou turbínou na štartovaom režime...t C Poznámka V úvodnej časti výočtového vičenia sraujte historiké súvislosti vzniku motora a stručný tehniký ois daného motora, ktorý dolňte ilustratívnymi shémami, grafmi a fotografiami. V závere zhodnoťte súlad výsledkov ribližného výočtu so skutočnými hodnotami arametrov, ktoré sú uvádzané v tehnikej dokumentáii, a vyčíslite v erentáh hybu výočtu ťahu F a šeifikej sotreby aliva m. 27

28 I. ÚVOD Po úsešnom zavedení stíhaieho lietadla MiG-1 v sovietskom vojenskom letetve a vo vojenskýh letetváh niektorýh krajín okračoval jeho ďalší vývoj a modernizáia. Motory Rolls-Roye NENE 1, 2, oužité u rototyov boli nahradené sovietskou kóiou tohto motora, ktorá dostala označenie RD-4. Vývoj motora okračoval ďalej v konštrukčnej kanelárii Vladimira Jakovleviča KLIMOVA ( ). Výsledkom tejto modernizáie motora RD-4 bol variant motora označený RD-4F, ktorý sa vyznačoval väčším ťahom a zvýšenou soľahlivosťou činnosti. V novembri 1948 bol vyskúšaný zásadne modernizovaný variant motora RD-4, ktorý dostal označenie VK-1. ento nový motor mal značne zvýšený ťah oroti motoru RD-4F, čo si vyžiadalo aj dodatočnú rekonštrukiu draka lietadla MiG-1. Lietadlo MiG-1 s modernizovaným motorom VK-1 dostalo označenie MiG-1 BIS. Obr. 1 Pohľad na lietadlo MiG-1BIS Prvé lienčne vyrábané stíhaie lietadlá MiG-1 v Československu v roku 191 mali oužité motory RD-4, dodávané zo Sovietskeho zväzu. Lienčné motory RD-4F, vyrábané v n.. ZÁVODY JANA ŠVERMY (MOORLE) v Prahe od československým označením M-0, boli montované do lienčnýh lietadiel už v roku 192. Súčasne s rehodom na lienčnú výrobu stíhaíh lietadiel MiG-1BIS začala v n.. ZÁVODY JANA ŠVERMY od roku 194 aj lienčná výroba motora VK-1 od československým označením M-06. V riebehu desiatih rokov sa v Československu vyrobilo 6122 rúdovýh motorov obidvoh tyov. Z uvedeného očtu vyrobenýh motorov bolo 1028 motorov tyu VK-1. Motory VK-1 boli vyrábané aj v Poľsku v závode WSK (WYWÓRNIA SPRZEU KOMUNIKACIJNEGO) Rzeszov od označením LIS-2 (Lienyjny silnik). ento rúdový motor sa v Poľsku vyrábal od jari roku 194. Masová výroba lietadla MiG-1BIS s motorom VK-1 rebiehala v äťdesiatyh rokoh aj v Čínskej ľudovej reublike. 28

29 Leteké turbokomresorové rúdové motory M-0 a M-06, ktoré sa vyrábali v n.. ZÁVODY JANA ŠVERMY, riniesli zásadnú zmenu tehnológie výroby letekýh motorov. Podstatne sa zmenili nároky na resnosť výroby jednotlivýh častí motora a ih soľahlivosť. Zaviedla sa výroba novýh žiaruvzdornýh a žiaruevnýh oeľovýh zliatin a ďalšíh novýh materiálov. ieto skutočnosti mali za následok rýhle zvládnutie náročnýh vývojovýh úloh ri zavádzaní novýh tyov letekýh rúdovýh motorov a ri vzniku rvýh československýh letekýh turbokomresorovýh rúdovýh motorov. II. CHARAKERISIKA MOORA VK-1 Motor VK-1 je jednorúdový, jednohriadeľový leteký turbokomresorový motor s jednostuňovým radiálnym komresorom s obojstranným vstuom, riamorúdovou saľovaou komorou s deviatimi samostatnými rúrkovými saľovaími komorami, jednostuňovou axiálnou lynovou turbínou a evnou výstunou dýzou. Jednorúdový turbokomresorový motor VK-1 bol oužitý ako hnaia jednotka u stíhaieho lietadla MiG-1BIS (v kóde NAO FAGO B ). Variant motora označený VK-1A bol oužívaný u stredného bombardovaieho lietadla IL-28 (v kóde NAO BEAGLE ) a u rototyu stíhaieho lietadla MiG-17 (v kóde NAO FRESCO A ). Obr. 16 Rőntgenový ohľad na motor VK-1 III. ZÁKLADNÉ ECHNICKÉ ÚDAJE MOORA VK-1 Ťah motora na štartovaom režime...f N Maximálne obrátky na štartovaom režime...n min -1 Maximálna telota lynov red lynovou turbínou na štartovaom režime...t 3 87 C Maximálna telota lynov za lynovou turbínou na štartovaom režime...t C Šeifiká sotreba aliva na štartovaom režime... m 0,1091 kg.n -1.h -1 Maximálny stueň stlačenia komresora...π K 4,42 Dodávka vzduhu do motora na štartovaom režime...q v 48,2 kg.s -1 Celková dĺžka motora s výstunou dýzou...l 2 61 mm Dĺžka motora bez redlžovaej rúry a výstunej dýzy...l mm Priemer motora...d 1 28,8 mm Maximálna výška motora...v 1 273,4 mm Suhá hmotnosť motora...g 814±2,% kg 29

30 IV. ABUĽKA REŽIMOV MOORA VK-1 PARAMEER REŽIM ŤAH MOORA F [N] OÁČKY MOORA n [min. -1 ] SPOREBA PALIVA m [kg.n -1.h -1 ] h [kg.h -1 ] Q v [kg.s -1 ] POVOLENÁ DOBA ČINNOSI [min.] VZLEOVÝ , , * BOJOVÝ , , NOMINÁLNY , , 60 CESOVNÝ 21189, , VOĽNOBEŽNÝ 73,8-0, * minút vo výške nižšej (alebo rovnej) 1000 m (v horizontálnom lete), 10 min. vo výške väčšej ako m (v horizontálnom lete), 10 min. ri zvyšovaní výšky vo všetkýh výškah letu. Obr. 17 Rez motora VK-1 Obr. 18 Pohľad na motor VK-1 srava 30

31 V. KONŠRUKCIA MOORA VK-1 Komresor Komresor motora VK-1 je radiálny, jednohriadeľový, jednostuňový s obojstranným vstuom vzduhu. Rotor komresora tvorí loatkové obežné koleso, ku ktorému sa skrutkami uevňuje redný ča a zadný hriadeľ. Od redného čau sa renáša krútiai moment do skrine ohonov. Obojstranné usmerňovaie zariadenia, ktoré majú o 29 loatiek, usmerňujú rívod vzduhu k obežnému kolesu. Usmerňovaie loatky vstuného zariadenia a rozdeľovaie kužele rozdeľujú vzduh, ktorý z dvoh strán vstuuje do obežného kolesa. Stlačený vzduh z obežného kolesa vystuuje do difúzora, z ktorého sa deviatimi výstunými kolenami dostáva do deviatih samostatnýh rúrkovýh saľovaíh komôr. Rotor komresora motora je uložený na rednom valčekovom ložisku a strednom guličkovom ložisku. Na hriadeli komresora je uevnený ventilátor, ktorý zabezečuje dodávku vzduhu na hladenie motora. Ohranné sito na vstuoh do komresora zabraňuje vnikaniu udzíh redmetov do obežného kolesa komresora. Saľovaia komora Obr. 19 Odstredivý komresor s obojstranným vstuom motora VK-1 Saľovaia komora motora VK-1 má deväť samostatnýh rúrkovýh saľovaíh komôr, ktoré sú vzájomne reojené rešľahovými rúrkami. Každá rúrková saľovaia komora ozostáva zo vstuného hrdla, vonkajšieho lášťa a lamena. Predná ríruba saľovaej komory je rievnená k výstunému kolenu difúzora komresora skrukami. Zadná časť jednotlivýh saľovaíh komôr sa oiera o oeľové uzdro telesa zberača lynu. Na tretej a ôsmej rúrkovej saľovaej komore sú re otreby zaálenia zmesi aliva a vzduhu umiestnené súšťaie alivové dýzy so zaaľovaími sviečkami. Z jednotlivýh rúrkovýh saľovaíh komôr rúdia lyny výstunými kolenami a rstenovou dutinou zberača lynu na usmerňovaie loatky lynovej turbíny. 31

32 Plynová turbína Obr. 20 Rúrková saľovaia komora motora VK-1 Plynová turbína motora VK-1 je axiálna, jednostuňová, reakčného tyu. Usmerňovaie ústrojenstvo tvorí 4 nehladenýh usmerňovaíh loatiek. Rotor lynovej turbíny je zložený z hriadeľa, disku lynovej turbíny a 62 nehladenýh obežnýh loatiek, ktoré sú k disku uevnené omoou stromčekovýh zámkov a lehovýh oistiek. Krútiai moment sa z hriadeľa lynovej turbíny renáša na hriadeľ komresora ez zubovú sojku a drážkované uzdro. Rotor turbokomresora je uložený na rednom valčekovom ložisku komresora, strednom guličkovom ložisku komresora a zadnom valčekovom ložisku lynovej turbíny. Výstuná sústava Obr. 21 Plynová turbína motora VK-1 Výstuná sústava motora VK-1 ozostáva z výstunej rúry a výtokovej dýzy s konštantným riemerom. V rednej časti výstunej sústavy je ohrievaie zariadenie vzduhu s hrdlom re odvod vzduhu. Vonkajšia časť výstunej sústavy má teelnú izoláiu z hliníkovýh segmentov. V riestore vonkajšieho kužeľa difúzora sú umiestnené termočlánky, ktoré merajú telotu výstunýh lynov t 4. Vnútorný kužeľ difúzora sa k vonkajšiemu lášťu uevňuje omoou aerodynamikýh rebier. Výstuná dýza sa skrutkami uevňuje k 32

33 redlžovaej rúre. Kritiký riemer výstunej dýzy je možné meniť výmenou výstunej dýzy v rozsahu od D 38 do 4 mm. Variant motora VK-1A, ktorý bol oužitý u lietadla MiG- 17, mal riemer výstunej dýzy D 4 mm. Skriňa ohonov Skriňa ohonov motora VK-1 zabezečuje renos krútiaeho momentu od hriadeľa komresora motora na ohon lietadlovýh a motorovýh agregátov. Skriňa ohonov je umiestnená v rednej časti motora. Na skrini ohonov sú umiestnené alivové čeradlá PN- 2K a PN-3K, olejové čeradlá, hydrauliké čeradlo MŠ-3A, generátor elektrikého rúdu GSR-9000 a elektriký súšťač S-2-48, ktorý je uevnený na ľavej strane skrine ohonov. VI. SÚSAVY MOORA VK-1 Olejová sústava Olejová sústava motora VK-1 zabezečuje mazanie troh hlavnýh ložísk motora a častí ozubenýh revodov skrine ohonov motora. lakový olej je rivádzaný do mazanýh miest od tlakového olejového čeradla s tlakom o 0,3 MPa ez olejové dýzy. V olejovej sústave sa oužíva transformátorový olej MK-8. Olejovú nádrž vytvára sodná časť skrine ohonov, v ktorej sú umiestnené olejové čeradlá a olejové čističe. Utesnenie ložísk motora je zabezečované labyrintovým tesnením a retlakom vzduhu, ktorý je rivádzaný od ventilátora motora. Olejová sústava je riamo odvzdušnená do atmosféry ez skriňu ohonov motora. Chladiaa sústava Chladiaa sústava motora VK-1 zabezečuje odvod tela z riestoru stredného ložiska, zadného ložiska a disku rotora lynovej turbíny motora. Zdrojom hladiaeho vzduhu je dúhadlo, ktoré je uevnené na hriadeli rotora komresora v riestore za obežným kolesom. Dúhadlo dodáva hladiai vzduh s tlakom 0,3 MPa. Stlačený vzduh od dúhadla sa okrem hladenia využíva aj na retlakovanie labyrintovýh tesnení ložísk motora. Chladiai vzduh od dúhadla je vedený ez dutinu telesa stredného ložiska a ďalej sa rozdeľuje na tri rúdy. Prvý rúd zabezečuje hladenie zadného ložiska a disku lynovej turbíny. Druhý je vedený na hladenie vnútorného krúžku zadného ložiska motora. retí rúd vzduhu vytvára vzduhovú hladiau izolačnú vrstvu medzi izolačným kužeľom a vonkajším ovrhom telesa zadného ložiska motora. Použitý vzduh je odvádzaný zo zberača do atmosféry. Palivová sústava Palivová sústava motora VK-1 zabezečuje regulovanú dodávku aliva do alivovýh dýz saľovaej komory na všetkýh režimoh činnosti motora. Palivová sústava motora má dve aralelne zaojené alivové čeradlá PN-2, ku ktorým sa alivo z alivovej nádrže lietadla dodáva elektrikým dodávaím čeradlom odstredivého tyu s tlakom 0,084 MPa. Palivové čeradlá vysokého tlaku aliva sú regulovateľné, iestikového tyu s meniteľným zdvihom iestikov. Maximálny tlak aliva na maximálnom režime motora je max. 9,2 MPa. Palivovú sústavu motora tvoria: dve alivové čeradlá vysokého tlaku PN-2K a PN- 3K, barometriký regulátor BR-2F, škrtiai ventil DK-6K, uzatváraí ventil s rozdeľovačom aliva, akeleračný automat AR-8V a deväť dvojkanálovýh alivovýh dýz. 33

34 Reguláia dodávky aliva do saľovaej komory sa vykonáva v závislosti na hodnote elkového tlaku vzduhu red komresorom 1. Súšťaia sústava Súšťaia sústava motora VK-1 zabezečuje roztočenie rotora turbokomresora, dodávku aliva do saľovaíh komôr a zaálenie vytvorenej zmesi aliva a vzduhu v tretej a ôsmej rúrkovej saľovaej komore. Súšťaia sústava motora riadi elý roes súšťania motora omoou súšťaieho anelu PS-48. Pilot súšťa motor stlačením tlačidla súšťania na áke ovládania motora a o roztočení rotora turbokomresora otvára uzatváraí kohút. Roztočenie rotora turbokomresora vykonáva elektriký súšťač S-2-48, ktorý je naájaný z vonkajšieho zdroja elektrikého rúdu. Súšťaiu sústavu motora tvorí elektriký súšťač S-2-48, súšťaí anel PS-48, súšťaie alivové čeradlo PNR-4B s elektrikým motorom D-10, súšťaie alivové dýzy v tretej a ôsmej rúrkovej saľovaej komore a dve zaaľovaie sviečky SD-ANM. Elektriký súšťač, súšťaie alivové čeradlo a súšťaie alivové dýzy zaína do činnosti súšťaí anel odľa časového rogramu. Súšťaí yklus motora trvá 30 sekúnd. Pri oruhe motora alebo ri jeho vysadení je možné vykonať jeho oätovné sustenie očas letu vo výškah od H 200 do 600 m. Ovládanie súšťania motora očas letu sa vykonáva šeiálnym ovládaím vyínačom súšťania motora očas letu. Kontrolné a signalizačné rístroje Kontrola činnosti motora VK-1 v kabíne ilota lietadla MiG-1BIS sa vykonáva omoou ukazovateľa alivomera KES-87, ukazovateľa otáčkomera E-20, ukazovateľa teloty výstunýh lynov GZ-47, ukazovateľa tlakomera aliva EM-10 a trojručičkového ukazovateľa tlaku aliva, tlaku oleja a teloty oleja EMI-3R. Proes súšťania motora je signalizovaný signálnou žiarovkou. Obr. 22 Bombardovaie lietadlo Il-28 s motormi VK-1A Obr. 23 Stíhaie lietadlá MiG-1 BIS, MiG-17 34

35 VII. EPELNÝ OBEH JEDNOPRÚDOVÉHO LKM VK-1 1. Parametre vzduhu re H 0 m, M 0 Obr. 24 Priniiálna shéma motora VK ,2 Pa 0 288,1 K Uvedené hodnoty sú zistené re H 0 m z tabuľky medzinárodnej štandardnej atmosféry. 2. Parametre vzduhu red vstuným ústrojenstvom motora κ κ κ M 0 [Pa] 2 Kde: κ 1,4, M 0 0. κ M , [K] 1,4 1, ,2Pa 1, , ,1 K 2 3. Parametre vzduhu red radiálnym komresorom motora 1 rv σ D 0 σ [Pa] Kde: σ 1[1], rv σ 0,943 [1]. D 1 0, , ,66 Pa 1 3

36 [K] 2., v Kde:, v 100 J.kg -1.K , ,1 K Parametre vzduhu za radiálnym komresorom motora 2 1 π K [Pa] Kde: π K 4,42 949,66 4, ,1 Pa 2 κ π κ K [K] ηk Kde: η 0,8, K π 4,42. K 2 1,4 1,4 4,42 288, , ,69 K. Parametre lynu za hlavnou saľovaou komorou motora 3 t3 + Kde: t 3 87 C 273,1 [K] 3 HSK 2 σ [Pa] Kde: σ 0,93. HSK , ,1 K 3 0, , ,44 Pa 6. Parametre lynu za lynovou turbínou motora Qv.( 1 ). [K] Q, v 4 3 2, l. ηm 3 l 36

37 Kde: Q v Q l [kg.s -1 ], l 118 J.kg -1.K -1, η 0,96. m 4 κ ' ' κ η Kde: η 0, , ,96 [Pa] ( 478,69 288,1 ). 97,9 K 97, , ,41 Pa ,874 σ [Pa] ' 4 P 4 Kde: σ 0,93. P 7. Kritiký tlakový sád vo výstunej dýze 1,33 1,33 0, , ,88 Pa ' 4 Kde: κ' κ' + 1 ϕ KRI VD 2 η ϕ 0,97 ; VD VD κ 1,33. κ ' κ ' 4 C [1] KRI 1, , ,97 1,33 1,33 0,29 8. Skutočný tlakový sád na výstunej dýze motora , ,41 0,1 9. Porovnanie tlakového sádu na výstunej dýze s kritikým tlakovým sádom 0,29 < 0,1 4 KRI 0 < 4 Podkritiký tlakový sád! 37

38 10. Parametre lynu na výstue z výstunej dýzy motora κ ' κ ' 0 ϕvd. 2., l [m.s -1 ] 4 Kde: ϕ 0,98. VD 1, ,2 1,33 0, , ,24 m.s ,41 Predoklad: 4 97,9 K 2 [K] κ ' Predoklad: ,2[Pa] 2 97, 1, ,68K 11. Výstuný rierez výstunej dýzy motora A Q l. [m 2 ] ρ.. ηvd 2 π. D A [m 2 ] 4 ρ [kg.m -3 ] r'. Kde: η VD 0,97 ; r 287,4 J.kg -1.K ,2 ρ 0,42 kg.m ,4.837,68 D Ql. 4. ρ.. η VD 1. [m] π 48,2 1 D 4.. 0,24 m 0,42.49,24.0,97 π 12. Šeifiký ťah motora F m 0 [N.s.kg -1 ] 38

39 13. Ťah motora F Q. F [N] l m F 49, ,24 N.s.kg -1 m F 48,2.49, ,61 N 14. Šeifiká sotreba aliva na maximálnom režime ri H 0 m, M 0 m Kde: [kg.n -1 h -1 ] F α. l m 1 f 2C α. l0 1 0,017 α. l 0 F F F m 0 (, t ), vý., zad. m, vý. m, zad. 3C [%] [%] [1] 3600 m.0, 017 0,10924 kg.n -1 h -1 49, ,61 F 1, ,014 % , vý. 4, zad. [%] 0,10924 m 1, ,13 % 0,1091 D D D, vý., zad. [%] 97,9 4 0,993-0,7 % 983,1 0,24 D 0,974-2,6 % 0,38 VIII. ZÁVER Porovnaním vyočítanýh hodnôt ťahu (F ,61 N) a šeifikej sotreby aliva ( m 0,10924 kg.h -1.N -1 ) a arametrov udávanýh výrobom (F N, m 0,1091 kg.h -1.N -1 ) bola zistená odhýlka u hodnoty ťahu F +0,014 % a u hodnoty šeifikej sotreby aliva m 0,13 %. 39

40 Odhýlka vyočítanej elkovej teloty lynu za lynovou turbínou 4 od zadanej je - 0,7 % a odhýlka vyočítaného kritikého riemeru výstunej dýzy od najmenšieho kritikého riemeru výstunej dýzy, s ktorým je motor dodávaný výrobom, je D je -2,6 %. Výočtom boli získané následné hodnoty jednorúdového, jednohriadeľového letekého turbokomresorového motora s radiálnym komresorom VK-1: ABUĽKA VÝSLEDKOV VELIČINA HODNOA JEDNOKA 0 1, id ,2 Pa 1 949,66 Pa ,1 Pa ,44 Pa ,41 Pa ,88 Pa 10132,2 Pa K 2 478,69 K ,1 C 4 97,9 K 837,68 K D 0,24 m 0 / 4 0,1 1 ( / 4 ) KRI. 0, ,24 m.s -1 ρ 0,42 kg.m -3 F m 49,24 N.s.kg -1 F 26473,61 N m 0,10924 kg.n -1.h -1 40

41 PRÍKLAD č. 2 Zadanie Vyočítajte základné arametre teelného obehu jednorúdového letekého turbokomresorového motora J-79 ri jeho činnosti na zemi ri maximálnom režime, ak sú dané následné vstuné hodnoty arametrov: H 0 0 m; 0 0 m.s -1 ; M 0 0; ,6 Pa; Q v 77 kg.s -1 ; t C; π K 13,4; σ D 1; σ rv 1; η K 0,792; σ HSK 0,93; η m 0,96; η VD, 0,97; η 0,874 σ P 0,93; κ 1,4; κ 1,33;,v 100 J.kg -1.K -1 ;,l 118 J.kg -1.K -1 ; r 287,4 J.kg -1.K -1. Kontrolné údaje motora Ťah motora na maximálnom režime...f 3, kn Šeifiká sotreba aliva na maximálnom režime... m 0,0866 kg.n -1.h -1 Maximálna telota lynu za lynovou turbínou...t 4,max. 704 C Poznámka V úvodnej časti výočtového vičenia sraujte stručný tehniký ois daného motora, ktorý dolňte ilustratívnymi shémami, grafmi a fotografiami. V závere zhodnoťte súlad výsledkov ribližného výočtu so skutočnými hodnotami arametrov, ktoré sú uvádzané v tehnikej dokumentáii, a vyčíslite v erentáh hybu výočtu ťahu F a šeifikej sotreby aliva m. 41

42 I. ÚVOD 1.1 História motora General Eletri J79 Vývoj motora J79 sa začal na začiatku äťdesiatyh rokov na základe ožiadaviek amerikého letetva, ktoré hľadalo nový rúdový motor ako náhradu za oužívané motory J47. Mal to byť výkonný, ekonomiký, soľahlivý, ľahký a mehaniky jednoduhý turbokomresorový motor, ktorý mal byť shoný udržiavať estovnú rýhlosť lietadla na M 0,9 a maximálnu rýhlosť via ako M 2. Motor bol vyvinutý na základe rogramu modernizáie motora J73, označeného ako J73 GE-X-24A. Obr. 2 Pohľad na motor General Eletri J79 Prvý let nového motora sa uskutočnil 20. mája 19 na uravenom bombardéri B-4 ornado v skúšobnom entre Shenetady v štáte New York. Motor bol umiestnený v truovej zbraňovej šahte, odkiaľ bol očas letu sustený od lietadlo. Následne lietadlo B- 4 vylo svoje štyri hlavné motory od krídlami a lietadlo oháňal iba motor J79 od truom. V deembri 19 vzlietol zo základne Edwards uravený druhý rototy lietadla XF4D-1 Skyray, oháňaný motorom J79, ktorý slúžil na ďalšie letové testy nového motora. Lietadlo Skyray s motorom J79 bolo shoné rekonať rýhlosť zvuku, zatiaľ čo sériové lietadlá Skyray toho shoné neboli. Motor J79 bol inštalovaný aj do lietadla Grumman F11F-1 iger. áto modifikáia lietadla bola označovaná ako F11F-1F Suer iger, ale do sériovej výroby sa nedostala. Dňa 17. februára 196 vzlietol s týmto motorom rvý redsériový Lokheed YF-104A Starfighter. Jednorúdový leteký turbokomresorový motor J79 bol oužitý na ohon mnohýh tyov lietadiel, medzi ktoré atria lietadlá: F-104 Starfighter, B-8 Hustler, F-4 Phantom II, A- Vigilante, IAI Kfir, F-16/79, Northro X-21, strely RGM-1 Regulus II a ivilnýh lietadiel Convair 880 a Convair 990. Motory J79 boli oužité aj v najrýhlejšíh automobiloh sveta s rýhlosťou via než km/h. Sériová výroba motora J79 trvala via ako 30 rokov. Bolo vyrobenýh via ako kusov motora J79, a to nielen v USA, ale i v lienii v Belgiku, Kanade, Nemeku, Izraeli, aliansku a v Jaonsku. Celkový nálet motorov J79 je via ako 37 miliónov letovýh hodín. Lietadlá oháňané motorom J79 vytvorili 44 (odľa niektorýh zdrojov až 46) svetovýh rýhlostnýh, výškovýh rekordov a rekordov v stúaní. Konštruktéri motora i firma General Eletri bola v roku 198 za vývoj motora J79 oenená enou he Collier rohy. Motor J79 bol nahradený na koni šesťdesiatyh rokov novými motormi ako Pratt & Whitney F30 a neskôr motormi firmy Pratt & Whitney F100. Dnes motory J79 aj so svojimi 42

43 lietadlami omaly dosluhujú. V revádzke je ešte stále okolo 200 kusov týhto motorov. U niektorýh užívateľov však majú istú budúnosť aj o roku Obr. 26 Stíhaie lietadlo F-4 a rieskumné lietadlo RA-C s motormi J-79 Obr. 27 Stíhaie lietadlá F-16/79 a Kfir s motormi J-79 Obr. 28 Bombardovaie lietadlo B-8 Hustler a stíhaie lietadlo F-104 Starfighter s motormi J-79 Varianty motora J-79: XJ79-GE-1 rototy; rvý ozemný test sa uskutočnil 8. júna 194. Motor re letové testy mal označenie YJ79-GE-1. J79-GE-2 vo verziáh -2 a -2A slúžil re ohon F-4H-1 (F-4A) Phantom a A-A Vigilante. J79-GE-3 vo verziáh -3A a -3B oužitý re ohon lietadiel YF-104A, F-104A, F-104B, F11F-1F Suer iger a strely RGM-1A Regulus II. J79-GE-4 úvodná séria lietadiel A-A bola oháňaná árom J79-GE-2, inak štandardnými motormi boli J79-GE-4 a neskôr J79-GE-8. 43

44 J79-GE- vo verziáh -A a -B oužitý v bombardéri B-8A Hustler. J79-GE-7 oužitý v stíhaíh lietadláh F-104C, F-104D a F-104F. Pod označením J79- OEL-7 sa motor lienčne vyrábal v Kanade re lietadlá CF-104. J79-GE-8 vo verziáh -8, -8A a -8B oužitý v A-A Vigilante a F4H-1 (F-4B). J79-GE-9 oužitý v zdokonalenom bombardéri B-8B, ktorý sa však nevyrábal. J79-GE-10 oužitý v F-4J a RA-C Vigilante. Verzia -10A (rototy označený ako J79- GE-J1B) so zníženou dymivosťou re lietadlo F-4S. J79-GE-11 11A oužitý v F-104G a F-104G. Mnoho motorov (11) bolo vyrobenýh v lienii v Euróe re lietadlá F-104. Pod označením J79-IHI-11A bol v lienii stavaný v Jaonsku re F-104J a F-104DJ Starfighter. Verziou J79-MU-J1K je v Nemeku vyrábaný a vylešený motor -11A. J79-GE-13 oužitý v exerimentálnom lietadle Northro X-21. J79-GE-1 oužitý v F-4C, RF-4C, F-4D. Je vylešenou verziou J79-GE-8; re štartovanie motora bola oužitá yroatróna, čím sa lietadlá F-4C/D stali nezávislými na ozemnýh zdrojoh energie. J79-GE-17 oužitý v F-4E a IAI Kfir C.1. V Nemeku boli v lienii stavané ako J79- MU-17A re nemeké F-4F. Vylešená verzia J79-GE-17X bola reznačená na J79-GE-119. J79-GE-19 vyvinutý a vyrábaný v aliansku re lietadlá F-104S. J79-IAI-J1E izraelská verzia vyvinutá re IAI Kfir C.7. J79-GE-119 rototy motora re exortnú verziu F-16/79. CJ-80 ivilná verzia motora oužitá v lietadláh Convair 880. CJ ivilná verzia s turbodúhadlom oužitá v Convair 990. LM100 označenie re riemyselné alikáie motorov J79 s výkonom na výstue okolo 10 MW. Motor oužitý i v automobile s ieľom rekonať rýhlostný rekord (výkon via ako h). ab.1 rehľad arametrov niektorýh verzií motora J79 Ťah (kn) Sotreba (kg.n -1.h -1 ) y max. ríd. s. est. max. ríd. s. est. Prietok vzduhu (kg.s -1 ) Stlačenie za VK J79-GE-2 46,9 73,2 10,12 0, ,200 0, , J79-GE-3A 44,4 68,04 11,34 0, ,204 0, ,0 J79-GE- 46,72 70,76 11,11 0, ,220 0,101 J79-GE-7 4,36 71,67 12,01 0, ,197 0,10 J79-GE-8 49,44 77,11 11,79 0, ,193 0, ,9 J79-GE-10 3,84 81,01 11,79 0, ,197 0, 09 13,4 J79-GE-11 4,36 71,67 12,02 0, ,197 0, ,9 J79-GE-1 49,44 77,11 11,79 0, ,19 0,10 J79-GE-17 3,84 81,19 11,79 0, ,197 0, , J79-GE-19 3,84 81,19 11,79 0, ,197 0, J79-MU-17A 3,84 81,19 11,79 0, ,197 0, , J79-IAI-J1E 49,40 83,40 77,1 12,2 J79-GE-119 4,66 84,93 0, , ,4 Konom 70. rokov bol v USA sustený rogram FX Exort Fighter, ktorého ieľom bolo oskytnúť zahraničným oužívateľom z menej dôveryhodnýh krajín nové bojové lietadlo a ritom neustiť nové tehnológie mimo krajiny NAO. Poteniálnymi zákazníkmi boli štáty ako Venezuela, Jordánsko, aiwan. Medzi ožiadavkami na nové lietadlo boli: výkony a shonosti na úrovni medzi lietadlami F-E a F-16A, viaúčelovosť (ale s limitovanou shonosťou útoku na ozemné iele), nenáročná revádzka a jednoduhá 44

45 údržba. Programu sa zúčastnili firmy Northro s lietadlom F-G/F-20 a General Dynamis s F-16/79, čo bola finančne menej nákladná degradovaná verzia F-16A/B vybavená motormi J79 (namiesto dvojrúdového motora F100). Obr. 29 Letový záber rototyu F-16/79 Motor J79 musel odstúiť niekoľko väčšíh úrav, aby ho bolo možné zabudovať do lietadla F-16. K motoru bola ridaná vložená revodovka, aby bolo možné motor riojiť na skriňu ohonov F-16. Veľmi dôležitou novou vlastnosťou motora sa stal režim Combat +. Jeho odstatou je zvýšenie dodávky aliva do saľovaíh komôr nad obvyklú úroveň. Výsledkom bolo zvýšenie teloty výstunýh lynov asi o 0 C a nárast ťahu o %. Režim Combat + bol ôvodne vyvinutý re zvýšenie výkonu lietadiel F-4, raktiké využitie však nakonie našiel u izraelskýh Kfir C.7. Motor J79 však mal aj s režimom Combat + nižší výkon ako motor F100 a jeho oužitie rinieslo so sebou aj výrazné zvýšenie šeifikej sotreby aliva (na maximálnom režime asi o 1 %). Vzhľadom na degradované bojové shonosti lietadla to ale nebol veľký roblém. Celkovo vznikli 3 kusy motora J79-GE-119. Prvý bol určený na ozemné testy, zostávajúe dva boli dodané firme General Dynamis. Jeden z nih bol inštalovaný do rototyu F-16/79, ktorý vznikol restavbou radovej F-16B. Na konštrukii lietadla bolo vykonanýh niekoľko zmien. Bol zmenený tvar vstuného ústrojenstva. Motor J79 totiž vyžadoval menší rietok vzduhu ako F100. Bol uravený i oddeľovač hraničnej vrstvy vzduhu, čím sa elý nasávaí otvor redĺžil. Bola zmenená i zadná časť truu, a to z dôvodu dĺžky motora J79-GE-119, ktorý bol o 46 m dlhší ako motor F100. Aby boli otrebné zmeny truu minimálne, začiatok motora J79 bol umiestnený v rovnakej ozíii ako ôvodný F100 a tru bol redĺžený. Ďalej bol z dôvodu vyššej teloty motora J79 vytvorený šeiálny ventil odoberajúi vzduh re hladenie motorového riestoru. Motor bol ešte obkloený oeľovým teelným krytom o hmotnosti 900 kg. en mal za následok zvýšenie hmotnosti elého lietadla, a tým ďalšie zhoršenie letovýh vlastností oroti F-16A/B. ab. 2 Porovnanie výkonov motorov F100 a J79-GE-119 Porovnanie výkonov F100 J79 J79 Combat + Príd. s. Príd. s. Príd. s. (H0 m) Príd. s. (M2,0/H10670 m) Ťah (kn) ,6 83,2 92,7 Porovnanie 100 % 7,1 % 78, % 87, % 4