Zdjęcie 6. National Museum of USAFSR-71 Blackbird wszedł do czynnej służby bojowej i służył przez kilkadziesiąt lat. Pisaliśmy o nim dość szczegółowo na naszym portalu w artykule SR-71 Blackbird - niedościgniony do dziś. Dziś kolejna część. Tym razem o jego napędzie. Do tej pory nie powstał żaden silnik lotniczy, który byłby odpowiednikiem takiej hybrydy, jaka napędzała SR-71, czyli silnika Pratt&Whitney  J58.  A jeżeli nawet powstał, to nie zdołano go wprowadzić do użytku.

 

J58 to zrealizowanie pomysłu silnika odrzutowego który, jako jedna, zintegrowana jednostka napędowa, może napędzać samolot we wszystkich fazach lotu, startu i lądowania do prędkości przekraczających trzykrotną prędkość dźwięku. To ewidentny sukces koncepcji, konstrukcji, oraz przykład wizjonerstwa i odwagi jego twórców. Na bazie doświadczeń zebranych podczas jego budowy, można konstruować kolejne hybrydowe napędy odrzutowe. Ale J58 na zawsze pozostanie już konstrukcją przełomową.


Nowe paliwo
Nim dopracowano się nowego silnika dla samolotu o prędkości przelotowej powyżej 3200 km/godz., należało rozwiązać problem odpowiedniego paliwa. Ponownie dał o sobie znać problem temperatury wytwarzającej się na powierzchni i we wnętrzu samolotu . W skrajnych przypadkach,   kiedy samolot porusza się w „gąszczu termicznym” może ona przekroczyć na powierzchni płatowca pół tysiąca stopni Celsjusza. Duża jej część szybko przenika do wnętrza płatowca, gdzie rozgrzewają się wszystkie układy samolotu, w tym układy napędu: silniki, system zasilania w paliwo i zbiorniki paliwa ( do 200 – 300 stopni C, a czasem i wyżej). Paliwo musi mieć wysoką stabilność termiczną, choćby dlatego, aby nie uległo zbyt wczesnemu odparowaniu  przed dotarciem do komory spalania silnika, przypływając przez rozgrzane elementy i przewody układu paliwowego.  
Postanowiono, że nowe paliwo oprócz źródła energii, spełniać będzie również funkcje smarne i zastępować chłodziwo w silniku.  Wstępnie planowano, że w silnikach J58 źródłem energii będzie paliwo oparte na węglowodorach. Ale biorąc pod uwagę prędkości poruszania się samolotu w powietrzu, Kelly Johnson stwierdził, że cząstki tego paliwa po spaleniu mogą uszkadzać elementy silnika. Rozpoczęto więc badania nad paliwem  opartym na płynnym wodorze. Bardzo szybko jednak okazało się, że kriogenicze zbiorniki niezbędne do przetrzymywania takiego paliwa, które trzeba by zastosować nie dadzą się „wpasować” w obecną strukturę płatowca, a zmiany w jego budowie musiałyby być na tyle duże, że trzeba by go na dobrą sprawę konstruować od nowa.  Zarzucono więc pomysł i skupiono się ponownie na paliwie bardziej konwencjonalnym, choć nadal wysoce specjalistycznym.
Wynikiem prac było paliwo o nazwie JP-7. I było to paliwo na tyle specyficzne, że w zasadzie było używane tylko do napędu Blackbirda. Było stabilne termicznie, posiadało własności smarne oraz tak dobrany punkt zapłonu, że nawet przy wysokich temperaturach, w momencie wtryśnięcia do komór spalania, nim doszło do spalenia, schładzało silnik. I to na tyle, ze nawet przy maksymalnych prędkościach, obniżenie temperaturach całkowicie zabezpieczało ściany komory spalania przed przepaleniem, a łopatki turbiny przed zniszczeniem.
Paliwo JP-7 to konglomerat węglowodorów, w tym alkanów, cykloalkanów,  alkilobenzenów czterorzędowych i naftalenów. W skład paliwa wchodzą również fluowęglowodory. To one zapewniają własności smarne paliwa i odpowiednią ściśliwość, co umożliwia zastosowane go układzie hydraulicznym silników. Dodatkowa zawartość utleniaczy polepsza spalanie. Specjalnym dodatkiem jest tzw. składnik A-50, który zawiera m.in Cez – pierwiastek metaliczny o takiej strukturze atomowej, że jest jednym z pięciu metali płynnych w temperaturze pokojowej (25 °C, 298 K, srebrzysto-złoty metal alkaliczny o niskim punkcie topnienia). Jego dodatek do paliwa powoduje, że przenika on do gazów wylotowych i zmniejsza ich sygnaturę cieplną, co utrudnia namierzanie się pocisków kierowanych na podczerwień. Składnik A-50 dodatkowo zapobiega powstawaniu smugi kondensacyjnej, co z kolei utrudnia wizualną identyfikację samolotu.

 

Zdjęcie 6. National Museum of USAF

Silnik Pratt&Whitney J58 jako eksponat w National Museum of USAF, Wright-Patterson, Ohio. Zdjęcie: Maciej Ługowski. 


Paliwo okazało się bardzo bezpieczne w użytkowaniu, co miało znaczenie zwłaszcza w czasie gotowości bojowej, startu i w pierwszej fazie lotu. Jak już wspomniano, w normalnej temperaturze zbiorniki paliwa, umieszczone w skrzydłach były konstrukcyjnie nieszczelne (uszczelniały się w czasie lotu na skutek rozszerzalności termicznej materiału, z którego były wykonane). Tak więc po wstępnym zatankowaniu pod samolotem gromadziły się kałuże wyciekającego paliwa. Łatwo sobie wyobrazić, co mogło by się wydarzyć, gdyby paliwo takie łatwo parowało a opary równie łatwo ulegały zapłonowi. Ale dzięki dużej stabilności termicznej, niskiej zmienności i wręcz legendarnej „niechęci” do zapłonu (lub samozapłonu), JP-7pod tym względem i w tej fazie było bezpieczne. Można było jedynie chodząc po kałużach paliwa pod samolotem łatwo się przewrócić, bo jako ciecz było bardzo śliskie- pełniło przecież również funkcję cieczy smarnej. Ale cóż, lepiej ryzykować złamaniem nogi niż eksplozją całego samolotu…
Ale z drugiej strony, jako ciecz chłodząca, nie tak łatwo poddawało procesowi zapłonu w komorze spalania w czasie uruchamiana silnika. Poradzono sobie z tym problemem w ten sposób, że w momencie rozruchu, razem z dawką JP-7 wstrzykiwano pewną ilość TriEtyloBoranu (TEB). Jest to organiczny związek boru i wodoru, w postaci prawie bezbarwnej lub lekko żółtawej cieczy o ostrym zapachu eteru. Jego charakterystyczną cechą chemiczną jest to, że ulega samozapłonowi w kontakcie z powietrzem (samozapłonu nie należy mylić z zapłonem, bo i ile do zapłonu potrzebne jest źródło ognia, o tyle do samozapłonu nie). Wstrzyknięcie do komory spalana TEB razem z JP-7 powoduje samozapłon tego pierwszego, po czym zapłon mieszanki paliwowo-powietrznej a w konsekwencji rozruch silnika. TEB stosuje się również do uruchomienia dopalacza (używa się go zresztą do dzisiaj właśnie w rozruchu silników turboodrzutowych, co poznać można po charakterystycznym , zielonkawym płomieniu z dyszy w momencie rozruchu).
Blackbird posiadał na pokładzie zapas 600 ml (20 uncji)  TriEtyloBoranu na każdy silnik i była to wystarczająca ilość do wykonania 16 zastrzyków inicjujących rozruch silnika.
          
Ekstremalne warunki pracy silników – zagrożenia (compressor stall - pompaż)
Silniki samolotu SR-71 Blackbird powstały jako wyjątkowe jednostki napędowe dostosowane do wyjątkowych warunków, w jakich przyszło im pracować. Projektujący je inżynierowie nie mieli dużego pola manewru, zakładając, że te same silniki miały napędzać samolot w całym zakresie jego prędkości, a więc od 0 do 3,35 Macha (czyli od 0 km/h aż do 3 580 km/h) i w pełnym zakresie wysokości lotu – od 0 do 30 480 metrów. I nie tylko wzrost temperatury na skutek tarcia był tutaj zasadniczym problemem i potencjalnym niebezpieczeństwem.
Aby silnik odrzutowy prawidłowo funkcjonował, jego wlot powietrza musi prawidłowo chwytać powietrze i zasilać nim silnik. A po przekroczeniu prędkości 1 Macha, zewnętrzne warunki aerodynamiczne zmieniają się radykalnie. Jeśli silnik nie przystosuje się do tych zmian, zwłaszcza przy prędkości powyżej 2,5 Macha, może dojść zakłócenia przepływu powietrza przez wlot oraz sprężarkę. Pojawia się wówczas zjawisko znane jak „unstart” lub „compressor stall”. W polskiej nomenklaturze określane jest ono mianem pompażu sprężarki. W największym skrócie pompaż występuje w przypadku zaburzenia przepływu powietrza w kanale wlotowym  (tzw. pompaż wlotu) polegającym na pulsacji ciśnienia i natężenia przepływu powietrza o małej częstotliwości ale dużej amplitudzie (rozchwianie falowania). Prowadzi to do oderwania się strugi strumienia powietrza na łopatkach sprężarki (tzw. pompaż sprężarki), i powoduje pulsację (zmienność) ciśnienia i natężenia przepływu powietrza za sprężarką. Zakłóca to bardzo mocno pracę silnika. Zjawisko „compressor stall” jest bardzo mocno odczuwane przez załogę: silnik lub silniki (bo pompaż nie musi występować jednocześnie we wszystkich silnikach) mogą zacząć drgać, zmieniać samodzielnie obroty,  może też następować  niekontrolowany wzrost temperatury spalin przed i za turbiną. Wyraźne słyszalne  stają się rytmiczne detonacje, wstrząsy i, szczególne niebezpieczne dla sterowności samolotu, odchylenia wzdłuż osi podłużnej samolotu. Następstwa mogą być fatalne: zawis obrotów aż do  zgaśnięcia silnika, a jeżeli dojdzie do zniszczenia przeciążeniowego łopatek sprężarki lub przepalenia łopatek turbiny, dochodzi do jego zniszczenia.
Aby uniknąć tego oraz innych zagrożeń i uczynić lot nie tyle możliwym, ile bezpiecznym, przy takiej rozpiętości prędkości i pułapu, Pratt&Whitney zbudowała jednostkę napędową, która w jednej obudowie zawierała dwa zintegrowane silniki: jeden zabudowany w drugim.

 

Nowa idea silnika – opis konstrukcji
Zarówno sama idea jak i konstrukcja, polegająca na połączeniu silnika turboodrzutowego z silnikiem strumieniowym w jednej zintegrowanej  jednostce napędowej, było całkowitym novum. Zadanie powierzono głównemu konstruktorowi zakładów Pratt&Whitney, Billowi Brownowi. Wraz ze swoim zespołem stworzył on jednostkę wykorzystującą zalety obu tych rodzajów napędu odrzutowego i w dużym stopniu eliminując ich wady. Do dziś żadnej firmie nie udało się połączyć z sukcesem obu typów silników. Do prędkości 2 Macha jednostka zachowuje się jak tradycyjny silnik turboodrzutowy.  A jak widomo, silnik tego typu zawiera części ruchowe, wirujące z ogromną prędkością: zespół wielostopniowych sprężarek i turbin. Prędkość jaką silnik taki może nadać samolotowi (i z jaką jednocześnie sam poruszać się w powietrzu)  jest z jednej strony ograniczona  właśnie możliwościami mechanicznymi  tych elementów: ani wieńce sprężarek ani turbin nie mogą się obracać z nieograniczoną prędkością, bo poza pewną granicą zostaną po prostu rozerwane przez siły odśrodkowe. Innym ograniczeniem,  jest prędkość przepływu strumienia powietrza przez wlot i rdzeń silnika, i związana z tym jego wrażliwość na zaburzenia tego przepływu, czyli pompaż. Co może być jego konsekwencją, już wiadomo.   Z kolei silnik strumieniowy (tzw. ramjet) nie ma elementów ruchomych i dlatego przy prędkościach naddźwiękowych (wielokrotnościach liczby Macha) może z powodzeniem napędzać samolot. Jest jednak jeszcze jedna zasadnicza różnica pomiędzy tymi dwoma rodzajami silników odrzutowych. O ile silnik turboodrzutowy może zostać uruchomiony i pracować przy prędkości od 0 km/h (powietrze do komory spalanie dostarcza wówczas sprężarka rozkręcona zewnętrznym źródłem napędu, a potem czerpiąca napęd z turbiny), o tyle ramjet musi zostać rozpędzony do odpowiedniej prędkości (rzędu kilkuset km/h), aby wymusić odpowiedni przepływ powietrza. Czym jest bowiem silnik strumieniowy? Czasami określany jest jako „piec rurowy (stovepipe)”  lub „kanał aerotermodynamiczny (aerothermodynamic duct – athodyd)”, składa się bowiem w zasadzie z wlotu powietrza, komory spalana z umieszczonymi wtryskiwaczami paliwa i dyszy wylotowej. Dodatkowo w komorze spalania znajduję się jeszcze tzw. stabilizatory płomienia (flame holder). Przepływ i sprężanie powietrza odbywa się  za pomocą ruchu postępowego całego silnika, dzięki czemu dochodzi do kompresji powietrza bez udziału sprężarki, a odpowiednie ukształtowanie samej komory powoduje zawirowania powietrza co umożliwia mieszanie się go z wtryśniętym paliwem. Połączenie tych dwóch koncepcji napędu w jedną całość stworzyło silnik osiągający ciąg maksymalny rzędu 14 742 kG, i w czasach, kiedy powstawał był najpotężniejszym lotniczym silnikiem odrzutowym na świecie. Inna rzecz, że był na tyle specjalistycznym silnikiem, że napędzał tylko SR-71. Otrzymał nazwą PW J58. Miał jeszcze jedną ważną cechę konstrukcyjną, odróżniającą go  od innych: aby odpowiednio zapanować nad przepływem powietrza przez wlot przy tak dużym przedziale prędkości (0 – 3,35 Macha), stożek wlotu powietrza był ruchomy: mógł się cofać lub wysuwać do przodu w zależności od prędkości samolotu.  
Reasumując, J58 był hybrydą, w której klasyczny silnik turboodrzutowy umieszczono wewnątrz silnika strumieniowego. Przy mniejszych prędkościach ciąg wytwarza silnik turboodrzutowy.  Przy wyższych prędkościach, przepływ powietrza przez silnik turboodrzutowych zostaje zdławiony, a większość powietrza obiega silnik poprzez owalne kanały, tworzące silnik strumieniowy. Zdławienie przepływu przez część turboodrzutową i skierowanie większości powietrza do kanałów silnika strumieniowego, z jednoczesnym jego sprężaniem oraz zmianą parametrów geometrycznych wlotów do silnika odbywa się  poprzez ruchome stożki wlotowe i ruchome przegrody wewnątrz silnika. Jednocześnie uruchomiony zostaje dopalacz w trybie pracy ciągłej a generowanie ciągu przejmuje układ strumieniowy.  Początkowo taki układ napędowy miał sporo wad użytkowych. Jedną z głównych były nadal trudności z wyeliminowaniem pompażu. Występował on głownie w momencie przestawiana stożkowych przesłon wlotów powietrza do sprężarek i przechodzenia silnika z napędu turboodrzutowego na strumieniowy (zmiana geometrii przepływu często powodowała powstanie naglej i silnej fali uderzeniowej). Co więcej, był to tzw. „twardy pompaż „ który nierzadko powodował tak gwałtowne wstrząsy całego samolotu, że pilot uderzał głową w owiewkę kabiny. Czasem pompaż występował w obu silnikach jednocześnie, czasem tylko w jednym, co powodowało dramatyczną utratę siły ciągu z jednej strony samolotu, powodując gwałtowne odchylenia w osi wzdłużnej, wymagające szybkiej reakcji i korekty przez załogę, aby uniknąć katastrofy. Pompaż (unstart) były zmorą pilotów SR-71 aż do momentu wprowadzenia komputerowej kontroli pracy silnika w późniejszych wersjach. Znacznie zmniejszyło to częstotliwość występowania tego zjawiska a gdy już wystąpiło, ułatwiło odzyskanie kontroli nad samolotem. Dziś może się to wydawać niewiarygodne, ale na początku przestawienie stożków odbywało się ręcznie przez pilota! Łatwo sobie wyobrazić, co przeżywała załoga, gdy zaczynało nagle targać samolotem, i jak czuł się drugi członek załogi (SRO – operator aparatury zwiadowczej) widząc przed sobą pilota walącego hełmem w obudowę kabiny (to było m.in. jedną z przyczyn katastrofy: przełamania się kadłuba maszyny przy prędkości 3 Macha, o czym pisałem powyżej).
Uruchamianie takiego zespołu napędowego też na nie było proste. Na początku używano zewnętrznych wózków startowych z aparaturą rozruchową produkcji firmy General Motors a budowanych pod marką Buick Wildcat.
Aparatura rozruchowa składała się z silników spalinowych V8 umieszczanych na podwoziu wózka pod kadłubem samolotu. Dwa silniki zasilały jeden, pionowy wał napędowy łączący się z jednym silnikiem J58 rozpędzając go. Po uruchomieniu jednego silnika, wózek startowy był przetaczany na drugą stronę samolotu, aby uruchomić kolejny. Hałas wytwarzany w czasie całej operacji był ogłuszający. Z czasem jednak opracowano znacznie cichszy, pneumatyczny system rozruchu, a wózki startowe pozostały na wyposażeniu jako systemy zapasowe.
Trzeba jeszcze pamiętać, że paliwo silnikowe JP-7 służyło również jako ciecz smarna i chłodziwo.
Było to szczególnie ważne, ponieważ silnik pracował przy bardzo wysokich temperaturach (zwłaszcza przy prędkościach około 2 Macha, gdy silnik turboodrzutowy był na granicy wytrzymałości mechanicznej, a silnik strumieniowy nie przejął jeszcze całkowicie napędu). Jak wiadomo, powietrze wpadające do wlotu sprężarki ulega wyhamowaniu, przy czym rośnie jego ciśnienie i jednocześnie temperatura. Dodatkowo, w czasie dalszego sprężania w zespole sprężarek niskiego i wysokiego ciśnienia jego temperatura nadal się podnosi. W JP-7 przy prędkości w okolicach 2 Macha do komory spalania docierało naprawdę gorące powietrze i gdyby, po dodaniu paliwa i zapłonie, gorące gazy dotarły do turbiny, niebezpieczeństwo uszkodzenia łopatek było ogromne. Wstrzyknięcie paliwa, działającego jak wychładzacz na tyle obniżało temperaturę przed turbiną, że eliminowało to niebezpieczeństwo.  
A jakie zmiany struktury wewnętrznej i kierunku przepływu strumienia powietrza powodowały, że silnik J58 dostosowywał się do warunków pracy od prędkości 0 do 3,35 Macha?

Opis szczegółowy faz pracy silnika w zakresie prędkości od 0,0 Ma do 3,2 (3,35) Ma
Legenda:
A – STOŻEK KANAŁU WLOTOWEGO  (SPIKE  INLET CHANNEL)
B – SZCZELINY PRZELOTOWE
C - PRZEDNIE POKRYWY  KANAŁÓW OBWODOWYCH - ZASYSANIE DO PRZODU (FWD BYPASS DOORS)
D –POKRYWY OTWORÓW ZASYSAJĄCYCH  OTWARTE (SUCK – IN DOORS OPEN)
E – TYLNE POKRYWY KANAŁÓW  OBWODOWYCH - ZASYSANIE DO TYŁU (AFT BAPASS)
F – PRZESŁONY  SZCZELIN  PRZELOTOWYCH  KANAŁÓW OBWODOWYCH   (TERTIARY DOORS )
G - KLAPY WYRZUTNIKA  (EJECTOR FLAPS)
H – DYSZA WYLOTOWA (EJECTOR)
K – KANAŁY OBWODOWE (STRUMIENIOWE)

 

 

Schemat 1. Mach 00
Schemat 1. Ustawienia silnika w pozycji rozruchowej i pracy w czasie kołowania

 

MACH 0,0 – samolot stoi. Silnik zostaje uruchomiony. Stożek wlotu powietrza A jest maksymalnie wysunięty do przodu (w pozycji wyjściowej).  W tej pozycji powietrze zasysane jest przez sprężarkę niskiego ciśnienia i tłoczone w głąb silnika. Strumień powietrza kierowany jest w 90%  do sprężarki wysokiego ciśnienia, dodatkowo  sprężany i wtłaczany to komory spalania. Następuje wtrysk paliwa, zapłon i gorące gazy rozprężając się przelatują przez turbinę, wprawiając ją w ruch. Dalej, poprzez dyszę wylotową i wyrzutnik, czyli ejektor H wydostają się do atmosfery. Powstaje ciąg. Silnik pracuje w podstawowym trybie napędu turboodrzutowego. Kanały obwodowe części strumieniowej silnika  są zasilane tylko we niewielkim stopniu przez system sprężarek, bowiem w części przedniej i tylnej mają otwarte pokrywy wlotowe C, D, E,  zasysając powietrze bezpośrednio z atmosfery. Następuje to na skutek wytwarzającego się podciśnienia na końcu kanałów, kiedy gorące gazy wylotowe wydobywając się na zewnątrz porywają cząsteczki powietrza z kanałów części strumieniowej silnika. Jednocześnie,  ponieważ przesłony F są otwarte, zasysane jest jednocześnie do dyszy powietrze z atmosfery. Całość procesu powoduje znaczne zwiększenie ilości czynnika roboczego (suma gazów wylotowych z komory spalania, powietrza z atmosfery zassanego przez kanały obwodowe i szczeliny przelotowe B na zasadzie adhezji) wyrzucanego z dyszy zwiększają całkowity ciąg silnika.

 

 


Schemat 2. Mach 05
Schemat 2. Zmiany ustawienia silnika przy prędkości do 0,5 Macha

 

MACH 0,0 – 0,5 – samolot rusza, rozpędza się i startuje. Zachodzą pierwsze zmiany przepływu w silniku. Pokrywy przesłaniające otwory łączące przednią C i tylną E, D część kanałów obwodowych z atmosferą zamykają się – otwierają się szerzej przesłony L kierujące część strumienia powietrza sprężanego przez wentylator do kanałów silnika strumieniowego (przez kanały przepływa już tylko powietrze zasysane przez wlot powietrza sprężarki).  Około 80% ciągu wytwarzanego jest przez silnik turboodrzutowy, silnik strumieniowy jeszcze nie pracuje, choć w tym momencie kanały obwodowe zaczynają wytwarzać zimny ciąg stanowiący do 20% całości ciągu wytwarzanego przez J58. Przesłony F nadal są otwarte i powietrze jest nadal zasysane z atmosfery przez szczeliny przelotowe, zwiększając ilość czynnika roboczego (powietrza i gorących gazów) wyrzucanego przez dyszą wylotową i ejektor.

 

Schemat 3. Mach 15
Schemat 3. Zmiany ustawienia silnika w przedziale prędkości 0,5 – 1,5 Macha

 

MACH 0,5 – 1,5 – Samolot rozpędza się, osiąga prędkość dźwięku. Pojawiają się fale uderzeniowe przed samolotem (działające również na stożki wlotowe silników), gwałtownie zwiększa się opór powietrza. Samolot przekracza barierę dźwięku. Układ napędowy dostosowuje się do nowych warunków pracy.  Uchylają się przednie pokrywy  kanałów obwodowych C do tzw. „pozycji amortyzującej” eliminującej falowane przepływu  powietrza przez silnik turboodrzutowy. Przesłona rozdzielająco-amortyzująca  przepływ powietrza do silnika L zmienia położenie, zwiększając ilość powietrza kierowanego do kanałów silnika strumieniowego.  Przesłony szczelin przelotowych  F zamykają się, odcinając dodatkowy dopływ powietrza. Szerzej otwierają się klapy dyszy wylotowej G. Oba procesy są jednocześnie przygotowaniem silnika do uruchomienia dopalacza i przejścia zespołu w pełny tryb pracy silnika strumieniowego.

 

Schemat 4.Mach 25
Schemat 4. Zmiany ustawienia silnika w przedziale prędkości 1,5 – 2,5 Macha

 

MACH 1,5 – 2,5 – Samolot wznosi się i nadal nabiera prędkości. Zaczyna silnie się nagrzewanie płatowca i powietrza wlotowego ze względu na wyhamowanie jego pędu na stożku wlotowym. Jest to konieczne, gdyby bowiem powietrze z taka prędkością wpadło do kanału sprężarki, doszłoby do pompażu silnika a w konsekwencji do zniszczenia sprężarek (najbardziej narażane są w tym przypadku łopatki)  i zgaśnięcia silnika. Aby samolot mógł nadal zwiększać prędkość, silnik rozpoczyna końcowy proces przejścia na pracę w trybie napędu strumieniowego.  Stożek wlotowy A zaczyna się cofać w głąb wlotu powietrza. Powiększa się efektywna  powierzchnia wlotu oraz zmniejsza opór stawiany przez stożek  wlotowy i strumień powietrza wpada do wlotu z większą prędkością (spada współczynnik wyhamowania strumienia). Na skutek zmniejszonego sprężania na wlocie spada stopień nagrzewania się termodynamicznego powietrza. Przesłona rozdzielająco-amortyzująca L kieruje 80% powietrza  do części strumieniowej.  Uruchomiony zostaje dopalacz, który wtryskując paliwo tuż przed dyszą wylotową, inicjuje zapłon powietrza wychodzącego  z ogromną prędkością z kanałów obwodowych i mieszającego się z paliwem. Jednocześnie rozwierają się klapy dyszy wylotowej G. Silnik przechodzi w tryb pracy napędu strumieniowego. Samolot nie osiągnął jeszcze jednak prędkości przelotowej. Przy prędkości 2,5 Macha 80% ciągu wytwarzane jest przez część strumieniową silnika, 20% nadal wytwarza jeszcze silnik turboodrzutowy.

 

Schemat 5. Mach 32
Schemat 5. Zmiany ustawienia silnika w przedziale prędkości 2,5 – 3,35 Macha


Mach 2,5 – 3,2 – Samolot osiągnął zaplanowany pułap przelotowy. Rozpędza się do prędkości podróżnej (cruise speed) 3,2 Macha. Aby lecieć z tą prędkością przez dłuższy czas, napęd musi się całkowicie dostosować do tego zakresu prędkości. Stożek wlotowy A zostaje cofnięty w głąb wlotu powietrza w pełnym zakresie ruchomości, maksymalnie zwiększając efektywną powierzchnię wlotu powietrza atmosferycznego oraz minimalizując opór stawiany przez stożek wlotowy. Przednie przesłony rozdzielająco-amortyzujące  L kierują 90% strumienia wlotowego do kanałów przelotowych, przednie pokrywy kanałów obwodowych C zostają całkowicie zamknięte, odcinając zasysanie dodatkowego powietrza z atmosfery. Klapy dyszy wylotowej zastają całkowicie rozwarte, ułatwiając i przyśpieszając gazy wylotowe na skutek ich szybszego rozprężania (większa ilość ich energii cieplnej zostanie zamieniona na energię kinetyczną generującą ciąg). W tej konfiguracji silnik wytwarza  82,4% ciągu za pomocą napędu strumieniowego, który przejmuje powietrze wpadające do wlotu silnika. Ponieważ układ ten nie zawiera części ruchomych, nie jest więc wrażliwy (w przeciwieństwie do układu turboodrzutowego)  ani na prędkość, ani na ciśnienie ani na temperaturę przepływającego strumienia. Rdzeń silnika, zawierający układ ruchomych sprężarek i turbiny zabezpieczony jest przed uszkodzeniem lub zniszczeniem, gdyż  przepływa przez niego jedynie szczątkowy strumień powietrza. Kiedy prędkość samolotu spada, uchylają się przesłony  rozdzielające strumień wlotowy i powietrze, odpowiednio zwolnione,  zaczyna coraz szerszym strumieniem przepływać przez część turboodrzutową.  Silnik turboodrzutowa stopniowo zwiększa ciąg.
W czasie przestawienia silnika na pracę w trybie napędu strumieniowego, samolot może lecieć z prędkością 3,2 Macha, jako przelotową oraz osiągnąć prędkość maksymalną – 3,35 Macha (3 526 km/h).


Maciej Ługowski