Article Index


 

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