Ukraińskie media poinformowały, że prezydent Wołodymyr Zełenski przekazał armii pierwszą partię dronów rakietowych produkcji krajowej o nazwie „Piekło”. Zostały one z powodzeniem przetestowane w warunkach bojowych. https://epravda-com-ua.translate.goog/oborona/peklo-dlya-rosiyan-yak-ukrajina-robila-super-dron-a-viyshla-krilata-raketa-800910/?_x_tr_sl=auto&_x_tr_tl=pl&_x_tr_hl=pl
Pocisk dronowy „ Peklo ” , będący w rzeczywistości małym pociskiem manewrującym, dzięki wyposażeniu w silnik odrzutowy stał się wielokrotnie szybszy od konwencjonalnych dronów uderzeniowych, osiągając prędkość do 700 km/h i pokonując dystans 700 kilometrów.
Nowością jest zastosowanie micro-silnika odrzutowego produkcji czeskiej firmy PBS International Trading, a.s. Z kolei nawigacja i naprowadzanie rakiety na cel odbywa się według klasycznego schematu, który opiera się na autonomicznym systemie inercyjnym z korekcją zgodnie z sygnałem satelitarnym GPS. Projektanci pracują także nad bardziej złożonymi metodami naprowadzania, które zostaną zintegrowane w przyszłych wersjach.
Tutaj kłania się historia wynalazku, którego przedmiotem był silnik odrzutowy, opatentowany i zbudowany w latach 30 XX wieku przez angielskiego konstruktora Franka Whittle’a. Uproszczony opis jego działania sprowadza się do stwierdzenia, że silnik turboodrzutowy wykorzystuje te same zjawiska, które wprawiają w ruch silnik spalinowy – sprężanie, spalanie, rozprężanie. O ile jednak silnik tłokowy pracuje w cyklach (sprężanie, spalanie, rozprężanie i wydech) to w silniku odrzutowym proces jest ciągły, dzięki temu silnik jest bardziej wydajny, a jego konstrukcja – prostsza.
Budowa silnika odrzutowego (podobnie jak turbiny gazowej) opiera się na kanale, w którym kolejno ułożone są sprężarka, komora spalania (lub komory spalania), turbina i dysza wylotowa. Sprężarka obracając się realizuje pierwszy etap – spręża zassane powietrze (wraz ze wzrostem ciśnienia – wzrasta temperatura). Sprężone powietrze następnie wpada do komory spalania gdzie podawane jest paliwo i następuje jego spalanie. Gorące spaliny trafiają na łopatki turbiny, wprawiając je w ruch. Turbina poprzez wał napędza sprężarkę. Ta część gazów spalinowych, które minęły turbinę uchodzi przez dyszę silnika realizując główne założenie – tworząc zjawisko odrzutu.
Franka Whittle’a, którego można można słusznie nazwać „ojcem odrzutowca”. Był pierwszym, który zbudował i uruchomił turboodrzutowy silnik lotniczy. Jego wniosek patentowy z 1930 r. ustalił podstawową konstrukcję prawdziwego turboodrzutowca, wystarczająco lekkiego, o wystarczającym ciągu do napędzania samolotu, ale także był pionierem rozwiązań zastosowanych w silnikach tego typu zbudowanych 80 lat później.
W szkole średniej Frank Whittle nie był wzorowym uczniem. Ze względu na zainteresowanie lotnictwem postanowił wstąpić do Royal Air Force (RAF), gdzie został przyjęty za drugim razem. Okazało się, że Frank Whittle był utalentowanym mechanikiem lotniczym, więc zaproponowano mu kurs pilotażu. Ukończył go pomyślnie i w swojej pracy dyplomowej przedstawił pomysł wykorzystania ciśnienia gazu wylotowego silnika odrzutowego do napędu samolotów. Stwierdził, że dobrze znana zasada akcji i reakcji może zapewnić samolotom większe prędkości i wysokość w porównaniu z najmocniejszymi silnikami tłokowymi. Chociaż zainteresowanie pomysłem Whittle’a osłabło z powodu braku realność zaproponowanego rozwiązania technicznego silnik odrzutowego, on sam nie stracił wiary w jego przyszłość i 16 stycznia 1930 r. opatentował go. Jego szkic obejmował sprężarkę, komorę spalania, turbinę i dyszę wylotową, wszystkie niezbędne części, których silniki odrzutowe używają do dziś w zmodyfikowanej formie. Przemysłowa produkcja silników odrzutowych według patentu Whittle’a rozwijana była przez firmę Rolls-Royce, która to współcześnie również jest potentatem produkcyjnym w branży silników lotniczych.
Według Whittle’a tylko jedna piąta energii paliwa w silniku tłokowym napędza samolot, reszta idzie na chłodzenie i straty mechaniczne. W przeciwieństwie do tego, jego , „turbina jest najbardziej wydajnym znanym napędem głównym, więc dlatego została opracowana dla samolotów…”. Przekształca większość energii cieplnej w siłę napędową, w taki sam sposób jak rakieta, poprzez energię kinetyczną gorących gazów wydostających się z dużą prędkością z dyszy wydechowej.
Silnik odrzutowy jest zasadniczo kanałem zawierającym pojedynczą ruchomą część: wał z kompresorem na jednym końcu napędzanym przez turbinę na drugim końcu, która sama jest zasilana energią z paliwa spalanego w komorze spalania pomiędzy nimi. Bez żadnej z części tłokowych silnika, prędkość obrotowa i moc wyjściowa została zwiększona wykładniczo, a dopóki silnik ma nawet rozrzedzone powietrze do zasilania, wysokość i prędkość wzrasta skokowo. Im szybciej i wyżej leci samolot, tym lepiej działa silnik odrzutowy. W czasie, gdy autor pracował nad tą tezą, maksymalna prędkość myśliwców RAF wynosiła mniej niż 150 mil na godzinę, a pułap operacyjny około 20000 stóp. Założeniem projektu była wiec prędkości 500 mil na godzinę w stratosferze i to tylko na początek.
GB_347206_A Improvements relating to the propulsion of aircraft and other vehicles, Frank Whitlle, Data aplikacji: 16.01.1939 r. Głównym celem niniejszego wynalazku jest zapewnienie środków, dzięki którym zasada uzyskiwania siły napędowej w jednym kierunku, poprzez reakcję wywołaną wydalaniem gazów w przeciwnym kierunku, może być skutecznie stosowana w samolotach lub innych pojazdach. Uważa się, że model tego wynalazku będzie charakteryzować się dużą siłą ciągu w stosunku do swojej wagi, że będzie działał na większych wysokościach niż obecnie osiągalne, że umożliwi osiąganie większych prędkości niż dotychczas, że będzie działał przy użyciu dowolnego paliwa, jakie jest obecnie stosowane, i że będzie miał stosunkowo niskie zużycie paliwa, pomimo osiągniętej prostoty konstrukcyjnej i zwartej formie zewnętrznej.
Zgodnie z wynalazkiem stosuje się cykl cieplny, składający się z jednego lub więcej etapów sprężania, jednego lub więcej etapów rozprężania oraz podgrzewaniem pomiędzy końcem sprężania a początkiem rozprężania, przy czym część pracy wykonanej podczas rozprężania jest wykorzystywana do wykonania pracy sprężania, a pozostała część do przeprowadzenia reakcji fluidalnej.
Opisując wynalazek w prosty sposób w odniesieniu do statków powietrznych, mamy: urządzenie sprężające. składające się ze sprężarki, która może być sprężarką typu dmuchawy, sprężarką cylindryczną lub kombinacją obu, za pomocą której powietrze jako czynnik roboczy jest sprężane do komory grzewczej, gdzie jest tworzona mieszanka wybuchowa po dodaniu paliwa. Powietrze rozpręża się następnie przez otwór zaprojektowany tak, aby pochłonąć wystarczającą ilość pracy rozprężania, aby napędzać sprężarkę, która może składać się z wirnika turbiny lub cylindra rozprężającego lub kombinacji obu i która znajduje się na tym samym wale co sprężarka, lub jest z nią połączona. Następnie powietrze przepływa przez odpowiednio zaprojektowany tunel do atmosfery, zyskując prędkość dzięki przepływaniu przez aparat rozprężny, mogąc się dalej rozprężać dzięki odpowiednio zaprojektowanym dyszom z tyłu lub spełniając oba te warunki.
Opisując wynalazek bardziej szczegółowo w kontekście adaptacji samolotu, autor proponuję zastosować dmuchawę łopatkową odśrodkową lub sprężarkę turbo. Wlot powietrza to tunel umieszczony w nosie samolotu i prowadzący osiowo do otworu wlotowego dmuchawy. Gaz przepływa obwodowo przez odpowiednio zaprojektowane kanały lub dyfuzory do komory grzewczej, która jest wykonana z odpowiedniego materiału i ma zewnętrzną otulinę w celu oszczędzania ciepła.
W komorze grzewczej znajdują się wloty paliwa olejowego oraz wszelkie inne niezbędne elementy konstrukcyjne jak palniki pilotowe, urządzenia czyszczące itp. W tylnej części komory grzewczej gaz przepływa przez odpowiednie dysze i uderza w łopatki lub wirnik turbiny De Lavala lub Curtisa przy czym ten ostatni zamontowany jest na tym samym wale co sprężarka. Mieszanka spalania z komory grzewczej w postaci gazu po opuszczeniu turbiny trafia do tunelu i jest kierowany do tyłu, gdzie następuje końcowy etap rozprężania do atmosfery, poprzez odpowiednio zaprojektowane dysze.
Środki sterowania mogą obejmować sterowanie paliwem, regulator przepływu gazu lub mechaniczne sterowanie prędkością dmuchawy i/lub jej elementu poruszającego. Końcową emisję gazu można prawdopodobnie kierunkowo kontrolować w celach napędowych. Jedna lub kilka kompletnych jednostek napędowych może być zainstalowanych w jednym pojeździe lub samolocie i mogą one w pewnym stopniu być od siebie zależne, np. pojedyncza turbina może obsługiwać pomocnicze dmuchawy itp.
Wynalazek jest opisany za pomocą załączonego schematu, na którym – Fig.1 jest schematem przedstawiającym cykl przemiany energii lub cykl cieplny, na którym wynalazek opiera się zasadniczo. Fig.2 przedstawia przekrój częściowy ilustrujący schematycznie preferowaną formę wynalazku, mającą zastosowanie w napędzie statków powietrznych. Zastosowany cykl cieplny przedstawiony na rysunku Fig.1, to wykres zależności ciśnienia od objętości na którym: AG oznacza linię atmosferyczną; DC oznacza kompresję; CE oznacza ogrzewanie przy stałym ciśnieniu; EF reprezentuje tę część ekspansji, która jest wykorzystywana m.in. do wykonania pracy, kompresji; FG przedstawia rozprężanie gazów do atmosfery – wytwarzanie ciągu poprzez reakcję gazu.
Urządzenie składa się ze sprężarki wyposażonej w obudowę 1, kanały dolotowe 2, wirnik 3, z pierścieniami kubełkowymi 4 współpracującymi ze statorem z pierścieniami kubełkowymi lub dyszowymi 5 wewnątrz obudowy 1 oraz zespół odśrodkowych promieniowych łopatek 7 i dyfuzorami 8, przez które paliwo jest podawane pod ciśnieniem poprzez kolektor lub pierścień zbiorczy 9 do komór spalania lub ogrzewania 10, w których następuje spalanie paliwa. Może to być ciężki olej lub inne paliwo spalające się w dyszach 11. Komory 10 są najlepiej izolowane lub w inny sposób izolowane termicznie w celu oszczędzania energii cieplnej, a także ewentualnie wyłożone materiałem ogniotrwałym. Podgrzane gazy przechodzą do kolektora 12 z komór 10, które mają dowolną liczbę i rozmieszczenie. Z kolektora 12 gazy rozprężają się przez turbinę 13 z koszami 14 i stojanem 15, przy czym wirnik turbiny 13 jest zamocowany na wrzecionie 16, które jest również wrzecionem napędowym wirnika sprężarki 3. Po przejściu turbiny gazy rozprężają się dalej przez dysze 17 do atmosfery w kierunku osiowym.
Można zastosować dowolny odpowiedni typ turbiny, ale aby wytrzymać stosunkowo wysoką temperaturę, pojemniki muszą być wykonane z odpowiedniego materiału ogniotrwałego Turbina napędza sprężarkę bezpośrednio 10, jak pokazano, ale napęd bezpośredni nie jest konieczny, można oczywiście zastosować dowolną przekładnię lub podobne rozwiązanie.
Powietrze wchodzące prze kanały wlotowe 2 jest najpierw sprężane przez system kubełkowy 4, 5 i przez łopatki 7. W komorach 10 powietrze ogrzewa się pod stałym ciśnieniem i rozpręża się przez turbinę 13 tracąc energię na napędzanie turbiny i sprężarki. Pozostała energia ciśnienia i prędkości zostaje przekształcona w prędkość wylotową dysz 17 , wskutek czego reakcja w postaci ciągu osiowego przebiega zgodnie ze zwykłymi prawami. Można wykazać, że sprawność tego urządzenia, rozumianego jako silnik napędowy, nie zmniejszy się wraz ze zmniejszeniem gęstości atmosfery, a dzięki niskiej temperaturze górnej atmosfery może nawet ulec zwiększeniu.
PL26408B1 Urządzenie napędowe de samolotów, Frank Whittle. Data patentu: 29.03, 1938. Przedmiotem niniejszego wynalazku jest urządzenie napędowe do samolotów, które zasilane jest powietrzem, ulegającym sprężeniu, ogrzaniu oraz częściowemu rozprężeniu w turbinie, napędzającej sprężarkę odśrodkową, a wreszcie wypchnięciu do tyłu samolotu w celu rozprężenia się w dyszy napędzającej, a tym samym wywołania reakcji do napędu samolotu. Urządzenie według wynalazku niniejszego obejmuje również sprężarkę oraz narządy umożliwiające spalanie ciekłego paliwa do napędu turbiny. Urządzenie według wynalazku zawiera sprężarkę z dwoma wlotami powietrznymi, po jednym z każdej strony środkowej płaszczyzny poprzecznej wirnika sprężarki. Dzięki temu umożliwiony jest przepływ stosunkowo wielkiej masy powietrza przez urządzenie, a tym samym umożliwione jest zwiększenie sprawności urządzenia oraz stosunku siły napędowej samolotu, uzyskiwanej za pomocą tego urządzenia do ciężaru tegoż urządzenia.
Na rysunku przedstawiono dwa przykłady wykonania urządzenia napędowego według wynalazku do samolotów. Fig.1 przedstawia przekrój podłużny tego urządzenia, zawierającego sprężarkę sprzęgniętą z turbiną napędową, Fig.2 — częściowy przekrój podłużny tegoż urządzenia w większej podziałce, Fig.3 – schemat, uwidoczniający przepływ czynnika przez spiralną przestrzeń osłony wirnika sprężarki, komorę spalania, dyszę turbiny i komorę, zasilającą turbinę, Fig.4 przekrój podłużny sprężarki w większej podziałce, Fig.5a i 5b przedstawiają dwa częściowe przekroje poprzeczne sprężarki wzdłuż linii 5 – 5 na Fig.4, Fig.6 przedstawia przekrój również poprzeczny szczegółu tej sprężarki wzdłuż linii 6-6 na Fig. 4, Fig.7 przekrój podłużny tego szczegółu sprężarki wzdłuż linii 7-7 na Fig. 6, Fig.8 – częściowy przekrój poprzeczny komory spalania oraz widok z boku palnika do paliwa ciekłego, Fig.9 przekrój podłużny odmiany sprężarki urządzenia według wynalazku, wykonanej jako sprężarka dwustopniowa.
W urządzeniu, przedstawionym na Fig. 1 – 8, sprężarka 2 składa się z wirnika łopatkowego, zaopatrzonego w piastę 10 i oraz z osłony 12, zaopatrzonej w żebra wzmacniające 13. Wał wirnika sprężarki składa się z dwóch wydrążonych wałków 14 i 15, stanowiących każdy jedną całość z przynależnym kołnierzem 16, za pomocą którego odnośny wałek jest przymocowany do pełnej piasty 10 wirnika łopatkowego.
Wałek 15 (Fig.1, 2 i 4) stanowi również część wału turbiny napędowej 1, zaopatrzonej w wirnik łopatkowy 17 oraz komorę wylotową 19 o spiralnym kształcie. Wałki 14, 15 obracane są w odnośnych łożyskach 20.
Jak wynika z układu na Fig.5 wirnik sprężarki, zaopatrzony w piastę 10, posiada trzydzieści promieniowych łopatek 11, z których każda tworzy jedną całość z piastą 10 i posiada tworzący z nią również jedną całość występ 21, leżący w środkowej poprzecznej płaszczyźnie wirnika. Piasta 10 jest wykonana z lekkiego stopu, np. ze stopu glinu lub magnezu, przy czym łopatki 11 i żebra 21 mogą być również wykonane z tego samego materiału. Osłona wylotowa 27 wirnika łopatkowego składa się z dwóch części, wykonanych każda w jednej całości z tulejową osłoną wlotową 22 względnie 23, przy czym obie części osłony wylotowej połączone są ze sobą wzdłuż swego zewnętrznego obwodu za pomocą śrub oraz za pośrednictwem kołnierzy 24. Każda z obu części osłony sprężarki jest zaopatrzona w okrągły wlot 25 do powietrza, przebiegający dookoła odnośnej części osłony. Obie ścianki każdego z wlotów są połączone ze sobą za pomocą żeber 13, z których każde przebiega promieniowo od zewnętrznego pierścienia osłony wprost poprzez wloty 25 w kierunku do piasty 10 wirnika. Po każdej stronie sprężarki może być umieszczonych sześć żeber 13, przy czym żebra te służą do usztywnienia osłony, a tym samym do zabezpieczenia jej przed stosunkowo dużymi siłami, działającymi na nią. W tym celu można przewidzieć również większą liczbę węższych żeber 26.
Powietrze lub inny czynnik gazowy, doprowadzany promieniowo wzdłuż wklęsłej powierzchni piasty 10 wirnika łopatkowego, po przepływie przez łopatki wpływa do osłony wylotowej 27 w kształcie pierścieniowej komory. Osłona wylotowa 27 jest połączona z dalszą spiralną osłoną 28. Końcowa część 29 spiralnej osłony 28 połączona jest z komorą spalania 30, której połączeniowy kanał 31 (Fig.1 i 3) posiada kształt stożkowy i stanowi drugą przestrzeń, służącą do zamiany energii kinetycznej czynnika na energię ciśnienia.
Komora wylotowa, posiadająca kształt pierścieniowy, może być zaopatrzona w nieruchome łopatki kierownicze, poprzez które przepływa powietrze przed wlotem do spiralnej osłony 28. Powietrze, po przepływie przez wloty 25, zostaje skierowane do poszczególnych kanałów łopatkowych wirnika pod określonym kątem dzięki skrzydełkom kierowniczym 38 (Fig. 1, 2, 4, 5a, 5b), których może być np. trzydzieści i które są wykonane na piaście 10 wirnika, przy czym każde z tych skrzydełek stanowi przedłużenie odnośnej łopatki 11.
Na Fig.3 uwidoczniono schemat, przedstawiający elementy, umożliwiające przepływ czynnika gazowego od sprężarki do turbiny. Osłona 28 spiralnej przestrzeni sprężarki, do której powietrze wpływa z kanałów łopatkowych wirnika w kierunku strzałek a, połączona jest z komorą spalania 30 za pomocą kanału 31, posiadającego kształt stożkowy. Gazy spalinowe z komory spalania 30 uchodzą do komory zasilającej 19 turbiny, a następnie przepływają w kierunku strzałek b do kanałów łopatkowych wirnika 17 turbiny.
Przepływ stosunkowo wielkich mas powietrza przez sprężarkę umożliwiony jest dzięki zastosowaniu podwójnych wlotów 25 do sprężarki, przy czym powietrze można doprowadzać do sprężarki w dowolny znany sposób. Można je np. doprowadzać do wnętrza kadłuba samolotu poprzez odpowiedni otwór (nie uwidoczniony na rysunkach), tak, aby wnętrze kadłuba tworzyło zbiornik, z którego powietrze jest zasysane do sprężarki poprzez wloty 25. Otwór ten należy skierować do przodu względem kierunku lotu, wskutek czego powietrze przed doprowadzeniem do sprężarki zostaje poddane początkowemu sprężeniu.
Powietrze podczas przepływu ze sprężarki do turbiny jest ogrzewane w sposób następujący. Po wypływie z komory 19 turbiny czynnik gazowy wpływa do kanałów łopatkowych 64, z których płynie do pierścieniowej komory zbiorczej 65, utworzonej za pomocą walcowej osłony 51. Z komory 65 czynnik gazowy przedostaje się do przewodu 60, przebiegającego wewnątrz kadłuba samolotu, przez który to przewód czynnik przepływa do tyłu samolotu, tworząc strumień, wypływający następnie po przez dyszę napędową 66. Komora zbiorcza 65 może znajdować się między zewnętrzną ścianką przewodu 60 i wewnętrznym stożkiem 67, umocowanym na wspornikach 68′, wystających na wewnętrznej ściance przewodu 60.
Narząd wtryskowy do paliwa uwidoczniony jest na Fig.8. Dysza 68 tego narządu jest zasilana płynnym paliwem pod ciśnieniem poprzez rurkę 69, przy czym koniec dyszy jest zamknięty wtyczką 70. Dysza 68 jest zaopatrzona na końcu w stosunkowo wielką liczbę małych otworów 71, z których paliwo wypływa szeregiem promieniowych strumieni. Powietrze przepływa z dużą szybkością przez komorę spalania 30, wskutek czego strumienie paliwa, zamiast wypływać promieniowo, opisują krzywe drogi, jak zaznaczono na Fig.8. Dwa wsporniki 72, wystające na wewnętrznej ściance komory spalania 30, podpierają rurę 73 (Fig.1 i 8), która jest wygięta odpowiednio do spiralnego kształtu komory spalania 30. Rura ta posiada okrągły przekrój poprzeczny i jest tak osadzona względem dyszy 68, aby krople paliwa, wypływające z dyszy, padały na wewnętrzną powierzchnię tej rury. Wzdłuż wewnętrznej powierzchni rury przepływa warstwa powietrza o stosunkowo małej szybkości, co umożliwia spalanie paliwa i utrzymanie płomienia. Płomień zostaje porwany przez strumień powietrza płynący w kierunku strzałek c.
Najlepiej jest, gdy używany jest stosunkowo znaczny nadmiar powietrza wynoszący np. 350%. Rura 73 tworzy dogodny narząd do oddzielania powietrza pierwotnego od wtórnego podczas utrzymywania płomienia. Powietrze pierwotne względem paliwa płynie wzdłuż wewnętrznej ścianki rury 73, a powietrze wtórne wzdłuż pierścieniowej przestrzeni między rurą 73 i komorą spalania 30. Obydwa strumienie powietrza łączą się na końcu wylotowym rury 73. Otwory 71, przez które wypływa paliwo, są wykonane promieniowo w ściance dyszy 68 i rozmieszczone w stosunkowo wielkiej liczbie wzdłuż linii śrubowej o małym skoku. W celu regulacji zużycia paliwa przesuwana jest wzdłuż dyszy tulejka 74, kolejno otwierająca i zamykająca otworki 71. Otwory 71 mogą być tak wykonane, aby paliwo wytryskiwało z dyszy z szybkością skierowaną w górę ukośnie względem strumienia powietrza, t.j. na prawo, jak uwidoczniono na Fig.8. Paliwo można zapalać podczas rozruchu urządzenia za pomocą narządu żarowego, narządu katalitycznego lub świecy zapłonowej przy zastosowaniu prądu elektrycznego o wysokim napięciu.
WO2004022948A1 Jet motor or turbine motor, První brnenská strojírna Velká Bítes, a.s. KATOLICK ZDENEK [CZ]; HAVRANEK CETMIR, Data aplikacji: 3.09.2003. Rozwiązanie techniczne dotyczy silnika odrzutowego lub turbinowego zawierającego sprężarkę promieniową lub diagonalną, która obejmuje co najmniej jedną część obrotową umieszczoną w nieruchomej części silnika odrzutowego lub turbinowego w taki sposób, że może się obracać; synchroniczny silnik elektryczny zawierający wzajemnie współpracujący stojan i silnik jest sprzężony z co najmniej jedną obracającą się częścią sprężarki. Jeśli chodzi o silniki odrzutowe lub turbinowe, które zawierają sprężarki promieniowe lub diagonalne, konieczne jest, po uruchomieniu silnika odrzutowego lub turbinowego, zapewnienie początkowego rozruchu (obrotu) wirnika w celu osiągnięcia wymaganej prędkości. Znana jest znaczna liczba rozwiązań technicznych umożliwiających początkowy rozruch wirników silników turbinowych lub odrzutowych.
Schemat rozwiązania technicznego przedstawiono na rysunkach; Fig.1 przedstawiono przekrój podłużny przykładowej konstrukcji jedno-wałowego silnika odrzutowego z synchronicznym silnikiem elektrycznym stanowiącym rozrusznik elektryczny, zintegrowanym w części wlotowej sprężarki silnika odrzutowego; na Fig.1a przedstawiono przekrój poprzeczny przez puste żebro promieniowe.
Rozwiązanie techniczne zostanie opisane na przykładzie projektu silnika odrzutowego, który zawiera część sprężarki 10 i część turbiny 11, przy czym pomiędzy nimi, w drodze sprężonego powietrza sprężarki, znajduje się komora spalania 13 wyposażona w dysze wtryskiwaczy paliwa 14, które mają wyloty w tej komorze. Komora spalania 13 ma również odpowiedni układ zapłonowy, który nie jest pokazany na rysunku, do początkowego zapłonu mieszanki sprężonego powietrza i paliwa. Część sprężarki 10 obejmuje koło wirnika 15 sprężarki promieniowej, a część turbiny 11 obejmuje koło wirnika turbiny 16. W pokazanym przykładzie koło 15 sprężarki promieniowej i koło 16 turbiny są osadzone na wspólnym wale 17, który jest osadzany za pomocą łożysk 19, 19′ w części stojana silnika odrzutowego lub w obudowach stojana 18.
Sinki odrzutowy posiada na osi obrotu obracających się części sprężarki promieniowej wirnik 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2. Wirnik 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2 jest zamocowany na jednej z odpowiednich obracających się części silnika odrzutowego sprzężonego ze sprężarką; jest on umieszczony na przykład na kole sprężarki lub na wspólnym wale 17 sprężarki lub turbiny lub na innej obracającej się części silnika odrzutowego sprzężonego ze sprężarką. Wirnik 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2 obraca się razem z obracającymi się częściami sprężarki; do jego obrotu niezbędnego do działania synchronicznego silnika elektrycznego 2 wykorzystuje się obrót odpowiedniej części silnika odrzutowego, na przykład obrót sprężarki lub wspólnego wału 17 itd.
W przykładzie pokazanej konstrukcji wirnik 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2 jest zamocowany na przedniej części koła 15 sprężarki promieniowej lub w zagłębieniu w przedniej części koła 15 sprężarki promieniowej. W przykładzie pokazanej konstrukcji wirnik 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2 zamocowany w zagłębieniu w przedniej części koła 15 sprężarki promieniowej zawiera pierścień magnetyczny 20 umieszczony na wewnętrznej ścianie zagłębienia w przedniej części koła 15 sprężarki promieniowej; na pierścieniu magnetycznym 2 umieszczone są dwa magnesy trwałe 21 w kierunku wolnej przestrzeni zagłębienia. W przykładzie konstrukcji wirnik 200 silnika elektrycznego synchronicznego 2 jest zamocowany na wspólnym wale 17 z turbiną 16.
W przykładzie pokazanej konstrukcji stojan 201 synchronicznego silnika elektrycznego 2 jest zamocowany przed przednią częścią koła 15 sprężarki promieniowej, na przykład w korpusie osłonowym 240 do aerodynamicznego pokrycia środkowej części przedniego końca koła 15 sprężarki promieniowej umieszczonego za pomocą żeber promieniowych 27 w środku obudowy wlotowej 24 silnika odrzutowego przed sprężarką promieniową; stojan zawiera wielofazowe uzwojenie 23, za pomocą którego stojan 201 jest umieszczony w komorze między magnesami trwałymi 21 wirnika 200 synchronicznego silnika elektrycznego 2 umieszczonego w otworze w przedniej części koła 15 sprężarki promieniowej. Wielofazowe uzwojenie 23 jest sprzężone z jednostką zasilania elektrycznego, na przykład za pomocą przewodów 25, które biegną przez jedno puste żebro promieniowe 27 poza właściwym korpusem silnika odrzutowego. W przedstawionym przykładzie konstrukcji uzwojenie wielofazowe 23 umieszczone jest na obudowie 29, która jest zawieszona nad korpusem pokrywy 240 za pomocą śruby 30.
Podsumowanie
15 maja 1941: Po opóźnieniu z powodu pogody do godziny 19:40, rozpoczął kołowanie prototyp Gloster-Whittle E.28/39, firmy Gloster Aircraft Co., Ltd., której główny pilot doświadczalny Phillip Edward Gerald Sayer zajął pozycję na długim, utwardzonym pasie startowym w RAF Cranwell, zaciągnął hamulce i zwiększył przepustnicę. Kiedy silnik osiągnął 16 000 obr./min., Sayer zwolnił hamulce, a mały samolot zaczął się toczyć do przodu. Przyspieszenie było powolne. Opierając się na wyczuciu sterów lotu, a nie na wcześniej obliczonej prędkości lotu, Sayer wzniósł się po 600–700 jardach (550–640 metrach), z prędkością około 80 mil na godzinę (129 kilometrów na godzinę). Na wysokości 1000 stóp (305 metrów) schował podwozie i kontynuował wznoszenie przy zmniejszonych obrotach na minutę. Osiągnął maksymalną prędkość 240 mil na godzinę (386 kilometrów na godzinę) na wysokości 4000 stóp (1219 metrów).
Turbina napędzała sprężarkę z przodu silnika przez centralny wał napędowy. Spaliny opuszczały silnik i przechodziły przez prostą rurę do tyłu kadłuba. Gaz o dużej prędkości wydostający się z ogona samolotu wywołał ciąg, który spowodował, że samolot był napędzany do przodu z proporcjonalną prędkością. Ze względu na ograniczenia w technologii materiałów, Whittle W.1 miał ograniczony okres eksploatacji, wynoszący zaledwie dziesięć godzin. Aby zachować jak najwięcej czasu na testy w locie, wczesne testy statyczne i kołowania prototypu Glostera przeprowadzono przy użyciu silnika zbudowanego z nienadających się do lotu części i podzespołów zamiennych. Silnik ten oznaczono jako W.1X.
Ciekawostką jest sprawa nielegalnego transferu konstrukcji silnika odrzutowego z Wielkiej Brytanie do Związku Radzieckiego pod koniec lat 40-tych. Okazuje się, że sytuację w światowym rozwoju silników turboodrzutowych po II WŚ z uwagą śledził radziecki wywiad. Wszystkie informacje trafiały do Artioma Iwanowicza Mikojana, sławnego już wówczas konstruktora lotniczego, który obok Jakowlewa był ulubieńcem Stalina. Ponieważ próby opracowania własnego silnika odrzutowego zakończone zostały niepowodzeniem w takiej sytuacji za wszelką cenę należało zakupić te silniki, albo pozyskać je w innych krajach, w celu jego skopiowania. W materiałach partyjnych nie kryto, że planowano kopiowanie silników, bez zakupu licencji. Niespodziewanie 1946 roku, firma Rolls-Royce wystawiła na sprzedaż pod koniec 1946 roku swoje silniki Derwent V z myślą o opłacalnym eksporcie zagranicznym, przy założeniu że konkurencja jest w tyle o co najmniej 5-6 lat. Sprzedaż 20 szt silników Derwent V zakończona została sukcesem na początku roku 1947, ale dalsze kontakty handlowe nie były kontynuowane. Pomimo tego, że licencji nie sprzedano, Rosjanie skopiowali zakupione silniki Rolls Royce wykorzystując dokumentacja silników uzyskaną przez wywiad. Pierwsze uruchomienie silnika, który otrzymał oznaczenie Klimow RD-500 nastąpiło w dniu 31.12.1947 roku. Silnik stał się podstawowym napędem samolotu Jak-23 oraz Mig-15 który był produkowany na licencji w Polsce.
Genius Of The Jet | The Invention Of The Jet Engine: Frank Whittle https://youtu.be/crRbwtWquvw
MiG-15 UTI Engine test https://youtu.be/ZZcwENgmOL0