Article Index

 

 

Silniki Generacji 1 ze sprężarką odśrodkową i komorami spalania typu dzbanowego - Idea, pierwsze prototypy i ich twórcy

 

Historia powstania lotniczego silnika turboodrzutowego jest w zasadzie nie tyle skomplikowana, co długa. Trwa już bowiem ponad 90 lat (to nie pomyłka!), ale układa się w spójną i logiczną całość. Nim jednak zaczniemy omawiać pierwsze, klasyczne już silniki turboodrzutowe, trzeba wyjaśnić jedną rzecz. Mianowicie, za fakt należy uznać, (o czym często niestety się zapomina), że pierwszym twórcą lotniczego silnika turboodrzutowego (samej idei i prototypu) był rumuński oficer artylerii, z wykształcenia i późniejszej działalności inżynier lotniczy i wynalazca – Henry Coanda. Skonstruowany przez niego silnik, nazwany Coanda-1, był silnikiem odrzutowym, przeznaczonym do napędu samolotu i posiadał cechy charakterystyczne silników turboodrzutowych: sprężarkę (odśrodkową) tłocząca powietrze do komory spalania (a więc zachodził proces dynamicznego sprężania powietrza wlotowego, czyli turbosprężania), a źródłem napędu dla statku powietrznego był ciąg generowany przez gazy wydostające się z komory spalania przez dyszę wylotową do atmosfery. Wartość ciągu była regulowana za pomocą przepustnicy. Powstał działający prototyp, zamontowany został w samolocie (również konstrukcji i budowy Henry’ego Coandy i nazwanego Coanda-1910) oraz odbył lot w 1910 roku nad lotniskiem pod Paryżem. Był to co prawda krótki lot, ale składał się z kontrolowanego rozbiegu, wznoszenia i lotu poziomego oraz lądowania - choć niestety nieudanego, zakończonego wypadkiem i utratą samolotu. Niemniej lot ten należałoby de facto uznać za pierwszy lot samolotu z napędem turboodrzutowym. A miano „ojca lotniczego napędu turboodrzutowego” przypada Henry’emu Coandzie (choć wiem, że dla wielu jest to teza dyskusyjna, ale będę jej bronił). Co zresztą zostało uznane w świecie, aczkolwiek jak wspomniałem, często się o tym zapomina. I niesłusznie. Silnik turboodrzutowy Coandy miał konstrukcyjnie tylko jedną różnicę w stosunku do współczesnych silników: nie posiadał turbiny gazowej, a napęd sprężarki stanowił spalinowy silnik tłokowy. I fakt, że nie było pomysłu jak silnik tłokowy zastąpić, na prawie 30 lat zahamował rozwój napędu turboodrzutowego w lotnictwie.

 

Przełomu dokonał angielski inżynier i konstruktor Frank Whittle, urodzony w 1907 r. Jego rewolucyjna idea polegała na częściowym wykorzystaniu energii gazów wylotowych nie tylko do wytworzenia ciągu, ale także do napędu sprężarki. A ponieważ jedynym urządzeniem, które było w stanie tą energię wykorzystać i przetworzyć na ruch obrotowy była turbina gazowa, postanowił umieścić ją między komora spalania a dyszą wylotową, w kanale przelotowym. Swoją ideę w postaci projektu przedstawił w 1928 roku, a w 1930 uzyskał na niego patent. Niestety, nie miał możliwości zbudowania działającego prototypu z prozaicznej przyczyny: ówczesna technologia metalurgiczna nie pozwalała na zbudowanie turbiny gazowej, która mogła by pracować w atmosferze gorących gazów wylotowych i nie ulegała zniekształceniu, a w ostateczności zniszczeniu. Dopiero, gdy drugiej połowie lat 30. metalurgia poczyniła tak znaczne postępy, że pojawiły się stopy na tyle żarowytrzymałe i żaroodporne, że mogły pracować w temperaturze rzędu kilkuset stopni Celsjusza, Frank Whittle mógł zrealizować swój pomysł silnika turboodrzutowego w praktyce. W ten sposób powstał silnik turboodrzutowy już w klasycznym kształcie: posiadał sprężarkę odśrodkową, komory spalania oraz turbinę, która poprzez wał napędzała sprężarkę. Silnik ten, o nazwie W1, możemy określić jako turboodrzutowy silnik lotniczy Generacji 1 (co oznacza, że był pierwszym silnikiem turboodrzutowym wyposażonym w turbinę gazową, a nie pierwszym lotniczym silnikiem turboodrzutowym, bo tym jak pamiętamy, był Coanda-1). W1 powstał i działał, ale niestety nie było samolotu, w którym można go było zamontować.

 

Mniej więcej w tym samym czasie, o 4 lata młodszy od Whittle’a, niemiecki inżynier i konstruktor lotniczy Hans-Joachim Pabst von Ohain, urodzony 14 grudnia 1911 w Dessau, również pracował nad napędem odrzutowym dla samolotów. Swoją teorię napędu turboodrzutowego sformułował w 1933 (więc już po uzyskaniu patentu przez Whittla), jednak działający prototyp zbudował rok przed Whittle’m. Było to zapewne spowodowane nieco szybszym postępem metalurgii w Niemczech. Ohain w 1936 rozpoczął pracę w wytwórni lotniczej Ernsta Henkla, który był bardzo zainteresowany nowym rodzajem napędu. Do tego stopnia, że stworzył zespół z udziałem utalentowanych inżynierów lotniczych: Siegfriedem Gunterem, Hertlem, i Karlem Schwaerzlerem. Hans Ohain opracował ostateczną wersję swojego silnika turboodrzutowego, również ze sprężarką odśrodkową, nazwany HeS 3B (S3B), a zespół inżynierów zaprojektował płatowiec. Powstał w ten sposób pierwszy samolot odrzutowy, napędzany silnikiem turboodrzutowym z turbiną gazową – Heinkel He-178.

Udany oblot odbył się 27 sierpnia 1939. Samolot osiągnął prędkość 644 km/h, okazując wówczas się najszybszym samolotem na świecie. Rząd brytyjski z kolei niestety nie docenił na początku wynalazku Whittle’a i nie widział realnych zastosowań jego silnika do napędu samolotów. Dopiero gdy dotarła do nich informacja o sukcesie samolotu He-178, poważnie zainteresowali się W1. Lecz dopiero cztery lata później, 5 marca 1943 uniósł się w powietrze pierwszy angielski, dwusilnikowy odrzutowiec napędzany turboodrzutowym silnikiem Whittle’a – Gloster Meteor . Lecz o ile He-178 nie wszedł do służby jako samolot bojowy, o tyle Gloster Meteor okazał się na tyle udaną konstrukcją, że był jedynym odrzutowym myśliwcem alianckim (amerykański Bell P-59 Airacomet, oblatany w 1942, napędzany również dwoma silnikami turboodrzutowymi ze sprężarkami odśrodkowymi, nie wszedł do służby bojowej), który walczył jeszcze w czasie II wojny światowej. A jego służba trwała aż do końca lat 50., gdyż latał jako maszyna bojowa jeszcze w podczas konfliktu w Korei.

 

Losy obu konstruktorów potoczyły się tak, że pracowali oni nadal nad lotniczymi napędami odrzutowymi, spotykając się po II wojnie światowej niejednokrotnie. Frank Whittle zmarł w 1996, w wieku 89 lat. Hans von Ohain, tuż po zakończeniu wojny został przerzucony przez amerykanów w ramach operacji Paperclip do USA, gdzie zmarł w 1998 r. w Melbourn na Florydzie, ukończywszy 86 lat.

 

Rozwój silników ze sprężarkami odśrodkowymi po II w. ś. trwał nadal. A wyjątkowo mocne zainteresowanie nimi okazał Związek Radziecki. Jeden z najlepszych konstruktorów silnikowych, Władimir Klimow bardzo zainteresowany był tą ideą. Urodzony w 1892 r. radziecki generał lotnictwa i jednocześnie inżynier lotniczy, będący od 1931 r. kierownikiem zakładu napędów lotniczych w Centralnym Instytucie Lotniczym w Moskwie, a od 1935 szefem biura konstrukcyjnego, postanowił wykorzystać modyfikację silnika Whittle’a. Na bazie tej konstrukcji stworzył, budowany później długo w ZSRR na licencji, silnik Klimow RD-45 i wersję unowocześnioną – Klimow WK-1.

Czas więc teraz bliżej przyjrzeć się konstrukcji tych silników, zasadzie działania i cechom charakterystycznym. Ciekawa też będzie odpowiedź na pytanie, dlaczego tak szybko zakończył się ich okres rozwoju i czemu tak szybko zostały wyparte przez inną konstrukcję turboodrzutową: silniki ze sprężarką osiową?


 

Budowa, zasada działania, charakterystyki

 

Ponieważ turboodrzutowe silniki lotnicze Generacji 1 powstawały w latach 40 i 50, ich zaawansowanie technologiczne i konstrukcyjne było dostosowane do wiedzy i możliwości naukowo-technicznych tamtych lat. Z dzisiejszego punktu widzenia wydają się one nam dość proste, ale trzeba pamiętać, że na ówczesne czasy były szczytem technologii napędu lotniczego. A ogólna zasada działania silnika turboodrzutowego była i jest taka sama. Powietrze wpadające od przodu przez wlot powietrza dostaje się do kompresora, gdzie ulega termodynamicznemu sprężeniu. Następnie pod ciśnieniem jest tłoczone do komory spalania, gdzie miesza się z wtryśniętym paliwem, inicjowany jest zapłon i mieszanka paliwowo-powietrzna ulega gwałtownemu, wybuchowemu spaleniu (czyli utlenieniu). W wyniku wzrostu temperatury zwiększa się objętość i energia kinetyczna powstałych gazów. Dzięki temu gazy z dużą prędkością wydostają się do kanału wylotowego, gdzie trafiają na turbinę. W silnikach turboodrzutowych gazy oddają tylko część swojej energii turbinie (częściowo tylko się na niej rozprężając, w przeciwieństwie do silników turbośmigłowych i turbowałowych!). Wprawiona w ruch obrotowy turbina, za pomocą wału napędza sprężarkę. Za turbiną rozpędzone gazy, posiadające nadal dużą energię kinetyczną, wydostają się przez dyszę wylotową, generując ciąg, który jest źródłem napędu dla statku powietrznego.

 

Czym konstrukcyjnie charakteryzują się silniki Generacji 1 o których mówimy? Elementów jest kilka. Przede wszystkim zastosowana jest w nich sprężarka odśrodkowa (a nie osiowa, jak w nowocześniejszych silnikach turboodrzutowych). Technologicznie jest ona prostsza w budowie i zastosowaniu, niż sprężarka osiowa. Generalnie rzecz biorąc sprężarka odśrodkowa (inaczej promieniowa) to taka, w której przepływ sprężanego powietrza następuje prostopadle do osi obrotu sprężarki. Sprężanie dynamiczne gazu następuje poprzez odrzucanie go na zewnątrz (na obwód) przez łopatki (promienie) na skutek działającej siły odśrodkowej (stąd nazwa „sprężarka promieniowa” lub „odśrodkowa”). Stopień sprężania nie przekracza 3, jest to najczęściej ok. 2 – 2,5. Najczęściej są to sprężarki jednostopniowe, ponieważ ze względów konstrukcyjnych i aerodynamicznych jest to układ najbardziej optymalny. Próbowano stosować w silnikach układy wielostopniowe tych sprężarek, ale nie zdało to egzaminu (największą ilością stopni były 3, ale powodowało to takie komplikacje, że zarzucono projekt). Znaleziono kompromisowe rozwiązanie: stopień sprężarki (dysk) miał promienie po obu stronach, więc wydajność masowa, czyli objętość tłoczonego powietrza w przeliczeniu na jego masę, była dwa razy większa. Ze względu na zastosowanie tego typu sprężarki, również budowa wlotu powietrza była inna, niż ta, którą znamy obecnie w silnikach turboodrzutowych. Mógłby to być wlot centralny albo boczny, który stosowano na początku. Wówczas powietrze było zasysane nie od czoła silnika, tylko przez perforowane pierścienie otaczające sprężarkę. W przypadku, gdy stosowano sprężarkę dwustronną, wlot był również podwójny, a powietrze było zasysane na łopatki po obu stronach dysku sprężarki. Następnie oba strumienie wędrowały jednym kanałem do komór spalania.

 

Sprężarki odśrodkowe, pomimo prostoty konstrukcyjnej, miały swoje swoje niewątpliwe wady. Główną niedogodnością była duża średnica, co wpływało generalnie na gabaryty silnika (był krótki i „pękaty”) i brak możliwości sprzęgnięcia ich w agregaty wielostopniowe, co skutkowało mocno ograniczonym stopniem sprężania. Można by sobie zadać pytanie, dlaczego od razu nie zastosowano sprężarek osiowych? Odpowiedź jest prosta – ograniczenia technologiczne lat 40. i 50. Sprężarka osiowa ma niższą zdolność sprężu na pojedynczym stopniu, niż sprężarka promieniowa, ale można ją zestawiań w agregaty wielostopniowe. Jednak, gdy taka wielostopniowa sprężarka osiowa rozkręcała się do wysokich obrotów roboczych ( a masę miała sporą) pojawiały się problemy z jej wyważeniem. Powstałe drgania bardzo szybko wybijały łożyska, aż do ich zniszczenia. Efekt był taki, że pierwsze silniki ze sprężarkami promieniowymi miały żywotność kilkudziesięciu godzin, a gdy próbowano zastosować sprężarkę osiową, silnik miała co prawda wyższy ciąg, ale jego żywotność sięgała zaledwie… kilku godzin. Długo nie radzono sobie z problemem wyważenia wielostopniowych sprężarek osiowych. Dopiero firma Junkers, tworząc silnik Jumo 004B z 8 stopniową sprężarką osiową, napędzający myśliwiec Me-262, częściowo poradziła sobie z tym problemem. Jedna i tak żywotność tego silnika była dużo niższa, niż stosowanych wówczas silników ze sprężarką odśrodkową.

 

Kolejnym elementem budowy były komory spalania. Celowo używam liczby mnogiej, ponieważ każdy silnik zawierał ich kilka: od 8 aż po 16. I nie były to komory spalania powszechne we współczesnych lotniczych silnikach turboodrzutowych (czyli pierścieniowe). Zarówno Frank Whittle, jak i Hans Ohain oraz pozostali konstruktorzy budujący wczesne silniki bazowali na tzw. układzie wielokomorowym (multi-combuston chamber). Podstawową jednostką tego układu jest tzw. can flame, czyli komora spalania typu dzbanowego. Są to pojedyncze, podłużne, autonomiczne komory o kształcie cylindrycznym, z których każda posiada własny wtryskiwacz paliwa, układ inicjacji zapłonu zamknięty w niezależnej obudowie. Komory rozmieszczone są promieniście wokół centralnej części silnika, tuż za sprężarką, a gazy spalinowe powstałe w każdej z komór łączą się w jeden strumień w kanale wylotowym i trafiają na turbinę.

 

Pojedyncza, dzbanowa komora spalania zbudowana jest z dwóch podstawowych części: stalowego płaszcza zewnętrznego oraz z umieszczonej wewnątrz tzw. rury ogniowej (zwanej też rurą żarową) wykonanej z żaroodpornego stopu. Rura ogniowa stanowi główny element, w którym zachodzi cały proces spalania. Jest ona zamknięta od góry i odpowiednio ukształtowana tak, że wtłaczane do niej powietrze ulega wyhamowaniu, zawirowaniu, mieszając się z wtryskiwanym paliwem. Powstała mieszanka paliwowo-powietrzna jest stabilizowana i inicjowany jest zapłon. Rura ogniowa posiada na obwodzie otwory. Jest kilka pierścieni z takimi otworami schodzącymi w dół rury ogniowej, a im niżej się one znajdują, tym otwory maja średnicę większą. Wiąże się to z drugim zadaniem rury ogniowej, jakim jest podtrzymanie i rozwijanie procesu spalania przez dostarczenie liniowo coraz większej ilości powietrza. Powietrze ze sprężarki tłoczone jest do każdej komory spalania w przestrzeń pomiędzy płaszczem zewnętrznym a rura ogniową. Powietrze pierwotne, czyli trafiające do wnętrza rury ogniowej u jej szczytu miesza się z paliwem, aby nastąpił zapłon. Reszta powietrza (tzw. powietrze wtórne) przepływając wzdłuż rury tłoczona jest do jej wnętrza, dostarcząjąc tlen i powodując cały czas wzrost energii procesu spalania (a więc coraz większe zapotrzebowanie na tlen), powodując w konsekwencji wzrost ciśnienia termodynamicznego. Powietrze tłoczone wzdłuż komory spalania chłodzi ją, tworząc nie jako przy okazji izolację termiczną (tzw. film powietrzny) pomiędzy rura ogniową a płaszczem zewnętrznym, co zapobiega zbytniemu nagrzewaniu się zewnętrznych elementów silnika oraz płatowca. Podstawowym elementem ograniczającym efektywność oraz moc pierwszych silników turboodrzutowych była temperatura. Wiadomo: im wyższa temperatura gazów wyrzutowych, tym mają one większą energię kinetyczną, więc i większą prędkość wyrzutu i generują większy ciąg. Jednak stopy metali przełomu lat 40/50 nie były tak doskonałe jak obecnie i mniej odporne na temperaturę. O ile ściany komory spalania muszą być w zasadzie głównie żaroodporne, czyli znosić wysoką temperaturę nie ulegając odkształceniom i zniszczeniu, o tyle łopatki turbiny muszą być i żaroodporne i żarowytrzymałe, czyli jednocześnie mieć zdolność do przenoszenia obciążeń przy ekstremalnie wysokich temperaturach (te elementy są bowiem cały czas w ruchu i poddawane naprężeniom). Temperatura gazów przed turbiną nie mogła być wyższa niż 700-750oC. Powyżej tej temperatury łopatki traciły swój profil, turbina sprawność, a cały silnik moc. To był m. in. jeden z głównych powodów, dla których tak skonstruowane silniki miały stosunkowo niewielki ciąg i były bardzo ograniczone w tym zakresie. Jednak układ wielokomorowy oprócz widocznych ograniczeń, miał też swoje zalety. Stosunkowo łatwo było uruchomić taki silnik. Rury ogniowe poszczególnych komór były ze sobą połączone kanałami ogniowymi, więc jeśli silnik posiadał np. 9 komór, wystarczyło, że układ rozruchowy uruchamiał tylko dwie lub trzy. Na pozostałe komory płomień sam się rozprzestrzeniał i dalszy proces spalana we wszystkich komorach był już ciągły. Poza tym układ ten okazał się bardzo łatwy w utrzymaniu i serwisowaniu. Awaria jednej, dwóch lub trzech komór nie powodowała konieczności demontowania całej sekcji spalania – wymieniało się po prostu konkretne, uszkodzone komory. Jednak trzeba pamiętać, że sekcja niezależnych komór waży jednak więcej niż pojedyncza komora typu pierścieniowego (typ stosowany obecnie), co znacząco pogarszało stosunek masy silnika do jego ciągu czyli zwiększało obciążenie mocy. Dodatkowo spadek ciśnienia w układzie wielokomorowym jest jednak wyższy niż w jednokomorowym i może wynieść do 7 % (lub wyżej, co jest też uzależnione od długości kanału wylotowego).

 

Stosowane turbiny miały zazwyczaj jeden, rzadziej dwa lub trzy stopnie. Pojedynczy wał łączył turbinę ze sprężarką. Silnik posiadał również pozostałe układy i agregaty potrzebne do jego prawidłowej pracy. Jednym z ważniejszych był układ olejowy, którego zadaniem było smarowanie łożysk turbosprężarki, wału i turbiny. Dodatkowo olej chłodził też wał, który bardzo intensywnie nagrzewał się od łopatek turbiny. Układ olejowy musiał być wyposażony w wydajną pompę oraz chłodnicę oleju. Pozostałymi układami były, jak w każdym silniku, układ zasilania (paliwowy) i rozruchowy (zapłonowy). Na wyposażeniu były też czujniki i mierniki rozmieszczone w poszczególnych częściach silnika: temperatury (oleju, na wylocie sprężarki, przed turbiną), ciśnienia ojeju czy prędkości obrotowej.

 

Rysunek_3_jpg


 

Przykłady silników użytkowych

 

Silnik HeS 3 / HeS 3B

HeS był pierwszą rodziną silników turboodrzutowych konstrukcji Hansa Ohaina, z której wyłoniły się silniki używane do praktycznego napędu samolotu. Powstały one w czasie jego pracy w wytwórni Ernsta Henkla. Pierwszym silnikiem rodziny był HeS 1, w którym paliwo stanowił wodór. Jednak okazał się on mało wydajny i zbyt duży. Szczególnie nie do zaakceptowania była jego średnica zewnętrzna, która praktycznie eliminowała go z praktycznego zastosowania. Dlatego Ohain znacząco go przeprojektował, przystosowując do spalania benzyny lotniczej zamiast wodoru i zmniejszając jego gabaryty. Powstał w ten sposób silnik znacznie bardziej kompaktowy i możliwy do montażu w samolocie. Posiadał sprężarkę odśrodkową, ale Ohain postanowił zamontować w nim komorę spalania typu pierścieniowego – wówczas całkowitą nowość. Powstały w ten sposób silnik HeS 3 co prawda pracował na hamowni, ale sprawiał tak duże trudności techniczne i osiągał tak mały ciąg, że Ohain postanowił powrócić do pewniejszego rozwiązania i na powrót zamontować komory spalania typu dzbanowego. Nowa wersja otrzymała nazwę HeS 3B i na początku 1939 rozpoczęły się jej testy w powietrzu. Początkowo użyto do tego celu bombowca nurkującego Heinkel He 118, napędzanego pojedynczym tłokowym silnikiem rzędowym Daimler-Benz DB 600C. Silnik turboodrzutowy podwieszano pod kadłubem, a testów dokonywano w całkowitej tajemnicy: samolot startował i lądował używając napędu śmigłowego, a HeS 3B uruchamiano tylko w powietrzu. Wszystkie loty przeprowadzano nad ranem, z zaufaną i wtajemniczoną ekipą, zanim do zakładów przychodzili pozostali pracownicy. Testy na Henklu 118 przebiegły pomyślnie, choć w ostatnim locie spaleniu uległa turbina silnika HeS 3B. Bardzo szybko powstał drugi prototyp, który postanowiono przetestować ostatecznie w locie, montując go na eksperymentalnym płatowcu firmy Henkel jako jedyne źródło napędu. W ten sposób powstał pierwszy samolot napędzany silnikiem turboodrzutowy z turbiną gazową – Heinke He-178. Oblot przeprowadzony 27.08.1393 zakończył się sukcesem. Jednak ciąg silnika nadal okazał się niewystarczający dla samolotu bojowego – wynosił 4,4 kN. Ohain wraz z zespołem, mając cały czas poparcie Ernsta Henkla, przystąpił natychmiast do budowy kolejnej wersji – HeS 6. Powstały prototyp osiągnął ciąg rzędu 5,4 kN i testowany był w locie na bombowcu He-111. Ostatnią wersją silnika był HeS 8, dysponujący o 20% wyższym ciągiem od HeS 6, ale niestety nie doczekał się on produkcji seryjnej. Projekt został zarzucony, oficjalnie z powodu nadmiernej masy silnika, ale tak naprawdę powód był inny: mimo, że RLM (Reichsluftfahrtministerium – Ministerstwo Lotnictwa Rzeszy) obserwowało bacznie poczynania Henkla i Ohaina, to jednak obawiało się, że zespół Heinkla nie ma wystarczającej wiedzy do podjęcia rozwoju silników turboodrzutowych (!).

 

Silnik Hes 3B posiadał sprężarkę odśrodkową z 16 łopatkami (promieniami), a centralny wlot powietrza wyposażony był w 8 nieruchomych łopatek – kierownic strug powietrza wlotowego. Dzbanowe komory spalania umieszczone były z przodu silnika, tuż za sprężarką. Gazy wylotowe z komór spalania trafiały bezpośrednio na jednostopniową turbinę, napędzającą poprzez krótki wał sprężarkę. Paliwo (benzyna lotnicza) wtryskiwane do komór spalania na początku opływało łożysko główne sprężarki chłodząc je i samemu się jednocześnie podgrzewając.

 

Podstawowa specyfikacja silnika była następująca:

 

HeS 3B

Długość: 1289 mm

Średnica zewnętrzna: 1060 mm

Waga suchego silnika: 360 kg

Ciąg: 4,4 kN przy 13 000 obr/min

Stopień sprężu: 2,8

Zużycie paliwa SFC 18 l/[kh x h]

HeS 6

Waga suchego silnika: 420 kg

Ciąg: 4,4 kN przy 13 300 obr/min

Zużycie paliwa SFC 13,4 l/[kh x h]

 

 

Whittle W-1/Rolls-Royce W2B/23 Welland Turbo-Jets / Rolls-Royce Derwent (RR Nene)

 

Wszystkie te silniki są pochodnymi podstawowej konstrukcji Franka Whittle’a. Silnik W-1 stanowił klasyczną wersję projektu Whittle’a, często określaną również jako Whittle W-1. Pierwszą firmą, która została wybrana do produkcji silników Whitttle’a w 1941 była firma Rover, z główną fabryką silników w Barnoldswick. Jednak ostatecznym producentem została firma Rolls-Royce. Silnik W-1 bardzo szybko udoskonalono do wersji W-2, a później do wersji W2B/23, której nadano nazwę Welland. Zachowała ona wszystkie podstawowe założenia konstrukcyjne wyjściowego silnika Whittle W-1. Odśrodkowa sprężarka była obustronna, a loty powietrza boczne i podwójne (na każdą stronę sprężarki). Dzbanowe komory spalania ułożone zostały wokół rdzenia silnika. Trzeba pamiętać, że w wersji pierwotnej Frank Whittle zastosował takie ustawienie komór spalania, że wytwarzane gazy spalinowe miały tzw. wsteczny przepływ. Oznacza to, że nie trafiały bezpośrednio na turbinę, tylko poprzez krótki kanał wylotowy, skręcony pod ostrym kątem. Powodowało to dość istotną utratę ciągu, silnik natomiast był krótki i o dużej średnicy zewnętrznej. Taki sam układ utrzymano w silniku Royce W2B/23 Welland, którego prototyp przetestowano i oblatano w 1942.

 

Jego podstawowa specyfikacja była następująca:

 

Średnica zewnętrzna: 1098 mm

Masa suchego silnika: 386 kg

Sprężarka: odśrodkowa, dwustronna

Turbina: osiowa, jednostopniowa

Paliwo: kerozyna 1% (nafta lotnicza)

Ciąg maksymalny: 7,7 kN

 

 

Rysunek_2_jpg

 

 

Welland wszedł do częściowej produkcji i montowano go w pierwszych wersjach myśliwca Gloster Meteor, jednak bardzo szybko pojawiła się idea znaczącej modyfikacji wyjściowej. Zrealizowano ją w silniku Rolls-Royce Derwent. Był to drugi seryjnie projektowany przez przemysł lotniczy Wielkiej Brytanii silnik turboodrzutowy. Posiadał on również dwustronną sprężarkę odśrodkową, dwustronne wloty powietrza i jednostopniową turbinę osiową z 54 łopatkami. Inne natomiast było ułożenie komór spalania. Zrezygnowano bowiem z przepływu wstecznego i zastosowano układ przelotowy. Dzbanowe komory spalania ułożono promieniście wokół rdzenia silnika, nachylono pod kątem, a ich wyloty zbiegały się w jeden krótki kanał, który nie był załamany. Gazy wylotowe trafiały więc bezpośrednio na turbinę. Uprościło to przepływ gazów, zmniejszyło straty ciągu a przede wszystkim zwiększyło niezawodność i żywotność silnika. Choć Derwent był dłuższy od Wellanda i jego zabudowa na dalszych wersjach Gloster Meteora wymagała przebudowy gondoli silnikowych, to jego zalety spowodowały, że został on wybrany do napędu nie tylko tego samolotu, ale i innych brytyjskich bojowych samolotów odrzutowych po II wojnie światowej. Silnik Derwent Mk. I wzór 26 posiadał także powiększone wloty powietrza, co zwiększało przepływ masowy gazów oraz rozbudowany system zasilana paliwem. Stworzono i wyprodukowano aż 5 wersji rozwojowych tego silnika:

 

- Derwent I – pierwsza wersja produkcyjna o ciągu 8,9 kN

- Derwent II – wersja o ciągu zwiększonym do 9,8 kN

- Derwent III – rozwojowa wersja eksperymentalna (prototyp)

- Derwent IV - wersja o ciągu zwiększonym do 10,7 kN

- Derwent V – wersja o zmniejszonych wymiarach i zwiększonym ciągu do 15.6 kN

- Derwent V Nene – wersja o zmniejszonych wymiarach i zwiększonym ciągu do 22,2 kN

 

Ostatnia wersja silnika Rolls-Royce Derwent posiadała ciąg 22,2 kN, więc dwu- i dwuipółkrotnie większy, niż pierwotna wersja Mk. I. 7 listopada 1945 Gloster Meteor napędzany właśnie tą wersją ustanowił światowy rekord prędkości osiągając 975 km/h. I to właśnie ten silnik został udostępniony przez brytyjski rząd, zdominowany wówczas przez Labour Party (Partię Pracy) Związkowi Radzieckiemu, który w dużym stopniu kopiując go (acz nie do końca) stworzył silnik Klimow RD-45, który posłużył do napędu myśliwca MiG-15.

 

Podstawowa specyfikacja silnika turboodrzutowego Rolls-Royce Derwent Mk. I jest następująca:

 

Długość: 2135 mm

Średnica zewnętrzna 1055 mm

Masa suchego silnika 443 kg

Sprężarka: jednostopniowa, odśrodkowa dwustronna z podwójnym wlotem powietrza

Komory spalania: typu dzbanowego, 10 komór, zapłonowy układ rozruchowy w komorze 3 i 10

Turbina: jednostopniowa z 51 łopatkami

Paliwo: kerozyna 1% (nafta lotnicza)

Układ olejowy: zbiornik oleju o pojemności 12,5 litra, wydajność pompy oleju 976 l/min, zapewnia maksymalny czas lotu odwróconego – 15 sekund

 

Osiągi:

Ciąg maksymalny

- na biegu jałowym przy prędkości obrotowej 6 000 obr/min 0,5 kN

- ciąg startowego przy 16 500 obr/min 8,9 kN

- przy 15 000 obr/min i prędkości przelotowej 6,9 kN

Ogólny Stopień Sprężu (Overall Pressure ratio OPR) 3,9

Zużycie paliwa:

- na biegu jałowym 215 kg/h

- przy ciągu podróżnym 830 kg/h

- przy ciągu maksymalnym 1070 kg/h

Zużycie oleju: 0,57 l/h

 

Silnik Rolls-Royce Goblin II

 

Silnik Rolls-Royce Goblin powstał również na bazie koncepcji silnika Franka Whittla, lecz konstrukcyjnie podobny był do silnika RR Derwent. Miał bowiem przelotowy układ dzbanowych komór spalania. Zaprojektowany został przez Franka Halforda po podpisaniu, przez firmę De Havilland, umowy na skonstruowanie i produkcję nowych myśliwców o napędzie odrzutowym na początku 1941 roku. Prace nad prototypem silnika, noszącym nazwę „Supercharger H-1” rozpoczęły w kwietniu 1941. Posiadał on sprężarkę odśrodkową , jednostronną i dwa centralne (przednie) wloty powietrza odchylone na zewnątrz od osi silnika. Wyposażono go aż w 16 dzbanowych komór spalania. Testy gotowego prototypu rozpoczęto 13 kwietnia 1942 i do września tego samego roku przepracował on 200 godzin na hamowni. W locie przetestowany został 3 maja 1943 na myśliwcu Gloster Meteor. Zmodernizowana wersja Goblin II służyła jako napęd takich myśliwców, jak DH Vampire i Lockheed XP 80, a wersja produkowana w Szwecji przez zakłady Volvo Aero pod nazwą RM-1, napędzała pierwszy szwedzki myśliwiec odrzutowy SAAB J21-R.

 

Podstawowa specyfikacja silnika turboodrzutowego Rolls-Royce Goblin II jest następująca:

 

Długość: 2718 mm

Średnica zewnętrzna: 1270 mm

Masa suchego silnika: 703 kg

Sprężarka: odśrodkowa, jednostronna

Komory sprężania: 16 komór typu dzbanowego

Turbina: jednostopniowa, osiowa

Paliwo: kerozyna 1% (nafta lotnicza)

Osiągi:

- ciąg maksymalny 13,3 kN przy 12 000 obr/min

- Ogólny Stopień Sprężania OPR 3,3

Temperatura gazów na wlocie do turbiny

(Turbine Inlet Temperature TIT) 790 oC

Zużycie paliwa 2,114 l/h

 

Zdjecie_nr_1

Przekrój silnika Rolls-Royce Goblin II. Dobrze widoczna jednostronna sprężarka odśrodkowa i czołowe, podwójne wloty powietrza odcylone na boki od osi silnika.

 

Silnik Klimow Wk-1

 

Również Rosjanie mocno skorzystali z idei konstrukcyjnej Franka Whittla. Jak już wcześniej wspomniano, otrzymali do dyspozycji silnik RR Nene (Derwent V Nene) i natychmiast zajęło się nim Biuro Konstrukcyjne Klimowa. Na bazie tego silnika powstał: Klimow RD-45, Klimow Wk-1, Wk-1A i Wk-1F. Były one też produkowane w Polsce pod nazwą Lis (Licencyjny silnik) – Lis-1 (RD-45) i Lis-2 (Wk-1A). Służyły one do napędu myśliwców MiG-15 (Wk-1), MiG-17 (Wk-1F) i bombowca frontowego Ił-28 (Wk-1).

 

Wk-1 był dobrym silnikiem, wzmocnionym i unowocześnionym w stosunku do pierwowzoru RR Nene, a jego produkcję rozpoczęto w 1947. Posiadał dwustronną sprężarkę odśrodkową z podwójnymi bocznymi (pierścieniowymi) wlotami, 9 dzbanowych komór spalania połączonych kanałami ogniowymi oraz jednostopniową turbinę osiową. Silnik posiadał też nową skrzynię przekładniową, wał napędowy oraz agregaty pomocnicze, w tym pompy olejowe i paliwowe. Wyposażony był też we własne instalacje, takie jak:

 

  1. chłodzenia, składającą się ze sprężarki powietrza chłodzącego, zamontowanej tuż za sprężarką główną silnika, i tłoczącą powietrze chłodzące turbinę i łożysko tylne

  2. olejową, służącą do smarowania trzech łożysk wału głównego silnika

  3. paliwową, dostarczającą paliwo do komór spalania ze zbiorników i instalacji paliwowej płatowca. Instalacja ta była częściowo zautomatyzowana: sterownie dozowaniem ilości paliwa odbywało się za pośrednictwem drążka przepustnicy w kokpicie, ale automat mógł samoczynnie korygować wydatek paliwa zależnie od wysokości i prędkości lotu.

     

Rozruch silnika również był w pełni automatyczny. Pilot uruchamiał rozrusznik elektryczny za pomocą przycisku na drążku przepustnicy, włączając jednocześnie urządzenie rozruchowe, czyli świece zapłonowe i wtryskiwacze rozruchowe, znajdujące w dwóch z 9 komór spalania. Następował zapłon a płomień poprzez kanały ogniowe rozchodził się do pozostałych komór. Po uruchomieniu silnika urządzenie rozruchowe ulegało samoczynnemu wyłączeniu. Zatrzymanie silnika następowało poprzez odcięcie dopływu paliwa.

 

Specyfikacja podstawowa silnika Klimow Wk-1 jest następująca:

 

Długość: 2600 mm

Średnica zewnętrzna: 1300 mm

Masa suchego silnika: 872 kg

Sprężarka: odśrodkowa, dwustronna

Komory spalania: 9 komór typu dzbanowego

Ciąg maksymalny: 26,5 kN

Zużycie paliwa SFC: 109,1 kg/[kN x h]

 

Rysunek_1_jpg

 

Specyfikacja podstawowa silnika Klimow Wk-1F

 

Długość: 2640 mm

Średnica zewnętrzna: 1270 mm

Masa suchego silnika: 872 kg

Sprężarka: odśrodkowa, dwustronna

Komory spalania: 9 komór typu dzbanowego

Ciąg maksymalny: 26,5 kN (33,16 kN przy dopalaczu)

Zużycie paliwa SFC: 109,1 kg/[kN x h]

 

Zdjecie_nr_2

Wycofane z użytku silniki Klimow Wk-1



 

Zastosowanie

 

Silniki turboodrzutowe ze sprężarką odśrodkową i dzbanowymi komorami spalania stosowano szeroko w drugiej połowie lat 40. i w latach 50. Głównie w samolotach bojowych-myśliwskich, myśliwsko-szturmowych, myśliwsko-bombowych jedno i dwusilnikowych. Trzeba przyznać, że były to konstrukcje udane, a prymat wiodły tu Wielka Brytania, Stany Zjednoczone i Związek Radziecki.

 

Nie można też oczywiście pominąć pierwszego odrzutowca z tego typu napędem, jaki uniósł się w powietrze– Heinkla He-178. Projekt tego samolotu, finansowany ze środków własnych oraz zbudowany przez firmę Ernst Heinkel Flugzeugwerke, osobiście nadzorował sam Ernst Heinkel. Napęd samolotu stanowił silnik HeS 3B (określany też jako He S3B), konstrukcji Hansa Ohaina o ciągu 4,4 kN. Ważący 1620 kg, i mogący wystartować przy maksymalnej masie 1998 kg prototyp osiągnął w pierwszym locie prędkość 644 km/h. Pilotował go oblatywacz zakładów Heinkla Erich Warsitz, a lot trwał zaledwie 8 minut. Szacowano, że samolot będzie mógł osiągać prędkość maksymalną 700 km/h i zasięg 200 km. Jednak nie wyszedł on poza stadium prototypu.

 

W przeciwieństwie do kolejnego samolotu, tym razem produkcji brytyjskiej - Gloster Meteor. To pierwszy samolot, w którym zastosowano silniki konstrukcji Franka Whittle’a, uznając tym samym jego wkład w rozwój technologii napędu lotniczego. Ostateczna wersja tego dwusilnikowego myśliwca weszła na wyposażenie jednostek bojowych RAF-u w 1943 roku. Producentem był Gloster Aircraft Company. Stworzył on ciężki myśliwiec o konstrukcji metalowej, z 1 osobową załogą. Pierwsze prototypy, jeszcze w roku 1941 i 1942 napędzały silniki W-1, ale ostatecznym napędem były udoskonalone Rolls-Royce Derwent, zabudowane w gondolach na skrzydłach (celowo określam tego terminu, ponieważ gondole silnikowe nie były podwieszane pod skrzydłami, tylko niejako „wbudowane” w strukturę skrzydeł). Ciąg każdego silnika wynosił 8,9 kN. Gloster Meteror miał maksymalna masę startową 6033 kg i mógł się rozpędzić do prędkości 793 km/h, mając zasięg 1111 km. Jedna z ostatnich wersji tego myśliwca, F.Mk. 8 miała zamontowane znacznie nowocześniejsze silniki Derwent 8. Wersja ta miała maksymalną masę startową 7122 kg i mogła osiągać prędkość maksymalną 953 km/h, zwiększając jednocześnie zasięg do 2150 km. Samolot ten, oprócz klasycznej wersji myśliwskiej, okazał się bardzo skuteczny również jako myśliwiec nocny oraz samolot rozpoznawczy. Służył bojowo do końca lat 50. biorąc udział w wielu powojennych konfliktach, a jego produkcje zakończono po wyprodukowaniu aż 3875 egzemplarzy różnych wersji.

 

Najbardziej znanym, amerykańskim samolotem napędzanym silnikiem systemu Whittle’a, był myśliwski i myśliwsko-bombowy North Amarican F-86 Sarbre, który w powojennych konfliktach lat 50. i 60. toczył nieustanne pojedynki ze swoim największym rywalem – radzieckim MiG-em 15. Oblatany został 1 października 1947. Masa własna Sabre’a wynosiła 4780 kg a maksymalna masa startowa 7360 kg. Dlatego mógł on brać stosunkowo dużo uzbrojenia podwieszanego, co pretendowało go do zadań uderzeniowych na cele naziemne. Napędzany silnikiem General Electric J47-GE-13 o ciągu 24,24 kN osiągał prędkość maksymalną 956 m/h. Jego zasięg, zależnie od wersji, wahał się od 1365 do 1645 km. Najpopularniejsza wersja tego myśliwca, używana m. in. w wojnie koreańskiej, F-86F miała już zmodyfikowany silnik o ciągu zwiększonym do 44kN.

 

Kolejnym amerykańskim samolotem bojowym o tym typie napędu, skonstruowanym i produkowanym tym razem przez firmę Lockheed, był F-94 Starfire, oblatany 16 kwietnia 1949. Projekt tego samolotu zakończono jeszcze w 1948, tak aby wszedł do służby jak najszybciej, zastępując starzejące się technologicznie bojowe samoloty z napędem śmigłowym, służące w siłach powietrznych USA. Był to pierwszy amerykański myśliwiec z napędem odrzutowym od początku projektowany do działań w każdych warunkach pogodowych (tzw. „all-weathet interceptor”) i niezależnie od pory doby. Pierwsze wersje wyposażono w silniki Allison J33, ale szybko zastąpiono je mocniejszymi J33-A-3 o ciągu 23,13 kN wyposażonymi w dopalacz. Tym samym F-94 stał się pierwszym amerykańskim samolotem bojowym wyposażonym w układ dopalania. Lecz ostatecznym napędem najpopularniejszej wersji Starfire’a, walczącą również w Korei, był Pratt & Whitney J48-P-5 o ciągu 28,2 kN (38,9 kN z dopalaczem). Lockheed F-94 Starfire był służbie czynnej w jednostkach USAF do 1959.

 

Lecz jednym z najbardziej znanych, a przez niektórych uznawanym jako najlepszy samolot myśliwski z silnikiem turboodrzutowym ze sprężarką osiową i komorami dzbanowymi, był MiG-15. Ten frontowy myśliwiec, oblatany 2 czerwca 1947, ważący 3563 kg i mający masę startową 5700 kg, okazał się rewelacyjną konstrukcją. Jednak o ile sam płatowiec, jego wyposażenie i zastosowana technologia były dziełem konstruktorów radzieckich, o tyle sam silnik już nie – był to bowiem brytyjski Rolls-Royce Nene, skopiowany przez biuro projektowe Klimowa i budowany na licencji (na początku jako RD-45). I ten właśnie silnik otrzymał pierwszy wariant MiGa-15. Klimow RD-45 dysponował ciągiem 22,2 kN i 24,9 kN z dopalaczem. Rozpędzał samolot do prędkości maksymalnej 1050 km/h (0,92 Macha) i pozwalał osiągać pułap 15 500 m. Druga wersja myśliwca. MiG-15bis otrzymał zmodernizowaną wersję RD-45, silnik Klimow WK-1. Dysponował on zwiększonym ciągiem do 26,5 kN i 29,8 kN z dopalaczem. To pozwalało uzyskiwać prędkość maksymalną 1076 km/h (0,95 Macha) i pułap 15 450 m. Zaś zasięg samolotu zwiększył się z 1960 km do 2000 km (długotrwałość lotu z 2 godzin do 2 godzin 47 minut). Nad swoim największym przeciwnikiem F-86 Sarbre, pod względem konstrukcyjnym MiG-15 górował zdecydowanie: przy porównywalnym ciągu silnika jego waga była o 1414 kg niższa niż Sarbre’a. Miał też wyższy pułap (mógł się wspinać o 3000 m wyżej) jak i zdecydowanie lepszą manewrowość. Był również potężniej uzbrojony: F-86 posiadał co prawda 6 karabinów maszynowych kal. 12,7 mm, ale MiG-15 miał jako uzbrojenie integralne aż 3 działka: jedno kal. 37 mm, i dwa szybkostrzelne o kal. 23 mm. MiG-15 brał udział m. in. w barwach lotnictwa egipskiego w czasie walk nad Kanałem Sueskim w 1956 r. Był zresztą myśliwcem bardzo rozpowszechnionym i służył operacyjnie i bojowo w siłach powietrznych kilkudziesięciu państw. Użytkowany był aż do końca lat 60. a w siłach powietrznych niektórych krajów latał bojowo jeszcze do połowy lat 70. Jego następca, MiG-17 oblatany 14 stycznia 1950, otrzymał kolejną wersje silnika WK-1: Klimow WK-1F. Nowy silnik dysponował jeszcze większym ciągiem: 29,5 kN i 33,14 kN z dopalaczem. Zwiększyło to prędkość samolotu do 1100 km/h, choć w nurkowaniu mógł już przekroczyć prędkość dźwięku. Jednak za względu na niedoskonałość aerodynamiczną, co powodowało silne drgania przy prędkościach bliskich 1 Macha, wprowadzono ograniczenia prędkości i myśliwiec ten praktycznie w użytkowaniu nie osiągał prędkości naddźwiękowej.

 

Dlaczego wyszły z użycia?

 

Na koniec warto sobie zadać pytanie, dlaczego turboodrzutowe silniki Generacji 1 ze sprężarkami osiowymi i dzbanowymi komorami spalania tak szybko „zeszły ze sceny”? Bo przecież ich właściwy rozwój i praktyczne użytkowanie trwało tylko 15-20 lat. Jak widać z powyższego przeglądu samolotów, w których za napęd obrano ten typ silników, były to konstrukcje na ogół udane i sprawdzające się operacyjnie i bojowo. Ale technologia materiałowa i wiedza konstrukcyjna poszła po okresie II wojnie swiatowej bardzo szybko do przodu i napędzające je silniki bardzo szybko stały się przestarzałe. Były co prawda w miarę łatwe w eksploatacji i względnie niezawodne, jednak pod względem osiągów charakteryzowały je dwie podstawowy cechy: niski ciąg oraz jego duże obciążenie. Najmocniejsze silniki osiągały ok. 25-45 kN, a obciążenie mocy od 51 do 32 kg/kN. Przyczyna tkwiła oczywiście w konstrukcji: sprężarce odśrodkowej i dzbanowych komorach spalania. Sprężarka odśrodkowa ma wyższy wydatek masowy powietrza od sprężarki osiowej, ale praktycznie nie można jej zestawiać w agregaty wielostopniowe. Dla porównania: jeden stopień sprężarki promieniowej może zwiększyć ciśnienie powietrza 3-krotnie (max. 4-krotnie), co jest nie do osiągnięcia dla jednego stopnia sprężarki osiowej (max. stopień sprężania to ok. 1,2), jednak już zestawienie sprężarki osiowej w agregat np. 8 stopniowy (co wcale nie jest konstrukcyjnie trudne, a praktycznie niemożliwe dla sprężarki promieniowej) daje nam już stopień sprężu powyżej 10 (mnoży się stopień sprężu na jednym stopniu przez ilość stopni).

 

Tak więc, kiedy technologia materiałowa pozwoliła na bezproblemowe i bezpieczne użycie wielostopniowych sprężarek osiowych, zaczęły one bardzo szybko wypierać sprężarki odśrodkowe z konstrukcji silników. Zwiększony stopień sprężania pozwolił na znaczy wzrost ciągu silników. Pojawiły się wówczas na krótki czas silniki ze sprężarkami osiowymi, lecz nadal posiadające układ wielu dzbanowych komór spalania (np. silnik Allison J35). Komory tego typu, pomimo, że korzystne w eksploatacji, jako cała sekcja spalania były cięższe od nowocześniejszej komory pierścieniowej, która dodatkowo zapewniała lepszy proces spalania i mniejsze straty energii. To również skutkowało znaczącym wzrostem ciągu ogólnego silników. Tak więc turboodrzutowy silnik ze sprężarką osiową, pierścieniową komorą spalania okazał się wydajniejszy: dysponował wyższym ciągiem przy podobnej masie, a więc i mniejszym obciążeniem ciągu. Jest jeszcze jedna, dość istotna rzecz: kształt i wymiary zewnętrzne. Ze względu na budowę silniki Generacji 1 miały dużą średnicę maksymalną i były dość krótkie (po porostu pękate). A to rodziło problemy z umiejscowieniem ich w strukturze płatowca (wystarczy spojrzeć na kształt kadłuba MiGa-15). Jeżeli silnik umieszczony był w okolicach centrum kadłuba, to samolot mógł mieć dość aerodynamiczny kształt. Ale to z kolei powodowało, że kanał wylotowy prowadzący do dyszy wylotowej na końcu kadłuba był stosunkowo długi, co powodowało istotne straty ciągu. To był m. in. jeden z powodów, dlaczego samoloty odrzutowe z takim napędem nie mogły być samolotami naddźwiękowymi: trudno było zbudować kadłub o kształcie, który spełniałby wymogi reguły pól i umieścić w nim silnik o dużej średnicy. Kiedy natomiast silniki te instalowano w gondolach na skrzydłach, to były one tak duże, że stawiały ogromny opór czołowy.

 

Szanse silników typu W-1, Goblin, Dervent czy WK-1 na dalszy rozwój ostatecznie przekreśliło pojawienie się silników dwuprzepływowych na początku lat 60. a potem turbowentylatorowych. Trzeba jednak cały czas pamiętać, że idee konstrukcji silników lotniczych Whittle’a czy Ohaina były bardzo ważnym i znaczącym krokiem w rozwoju lotniczych napędów odrzutowych (generalnie napędów lotniczych). Stanowiły bowiem pomost zarówno pomiędzy pierwszym odrzutowym silnikiem lotniczym Henry’ego Coandy, jak również pomost pomiędzy napędem turboodrzutowym o niskich osiągach a napędem opartym o silniki dwuprzepływowe. Nie powinno się więc zapominać o ani o ludziach, którzy tworzyli etapy przełomowe, ani o ich dziełach.

 

ROZWÓJ TURBOODRZUTOWYCH SILNIKÓW LOTNICZYCH PIERWSZEJ GENERACJI ZE SPRĘŻARKĄ ODŚRODKOWĄ I KOMORAMI SPALANIA TYPU DZBANOWEGO (CAN FLAME)






NAZWA SILNIKA Henkel HeS 3B Henkel HeS 6 Rolls-Royce Goblin II Rolls-Royce Derwent 1 Klimow WK-1






Rok powstania 1938 1939 1942 1943 1947
Typ silnika Turboodrzutowy, jednowałowy ze sprężarką odśrodkową
Długość 1289 mm 1800 mm 2718 mm 2135 mm 2600 mm
Średnica max. 1060 mm 930 mm 1270 mm 1055 mm 1300 mm
Masa własna suchego silnika 360 kg 420 kg 703 kg 443 kg 872 kg
Typ sprężarki Odśrodkowa, 1 stopniowa z 16 łopatkami i 8 kierownicami strug powietrza na wlocie Odśrodkowa, 1 stopniowa 1 stopniowa, odśrodkowa Odśrodkowa, 1 stopniowa z obustronnym wirnikiem i podwójnym wlotem powietrza
Ciąg max. 4,4 kN (450 kG) 5,4 kN (550 kG) 13,3 kN (1356 kG) 8,9 kN kN (907 kG) 26,5 kN (2700 kG)
Zużcie paliwa max.* 18 l/[kG x h] 13,4 l/[kG x h] 1687 kg/h 1070 kg/h 109,1 kg/[kN x h]
Obciążenie mocy 81,8 kg/kN 77,8 kg/kN 52,8 kg/kN 49,8 kg/kN 32,9 kg/kN
Komora spalania typu dzbanowego typu pierścieniowego typu dzbanowego typu dzbanowego typu dzbanowego
Ilość komór spalania bd 1 16 10 9
Turbina Osiowa, 1 stopniowa Osiowa, 1 stopniowa Osiowa, 1 stopniowa Osiowa, 1 stopniowa o 54 łopatkach Osiowa, 1 stopniowa, chłodzona powietrzem
Liczba obrotów turbiny 13 000 obr/min 13 300 obr/min 12 200 obr/min 16 500 obr/min 11 560 obr/min
Rodzaj paliwa benzyna lotnicza Kerozyna z 1% zaw. parafiny (nafta lotnicza)

 

*zużycie paliwa nie jest przeliczane na SFC, dlatego wielkości zużycia paliwa dla poszczególnych silników są nieporównywalne


Oprac. Maciej Ługowski

Fot. i schematy. Maciej Ługowski