Article Index

 

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