Historie licenčních motorů

Josef Brynych
Psáno v roce 1967

Již na počátku výroby letadlových motorů před 45 lety byly licenční motory často ve výrobním programu závodu. Vyvíjely se konstrukce vlastní i přejímaly konstrukce, které malý závod i malý stát nemohl dostatečně rychle přivést do konečného stádia vývoje a sériově vyrábět, a které velké závody mohly rychleji a úspěšněji dokončit a hlavně ve výrobě a provozu zkoušet.  Nejen malé státy a závody, ale i velké a průmyslově silné kupovaly licenční dokumentace. Tak jako se licence kupovaly, tak se také v případě podařených konstrukcí prodávaly, například letadlový motor MIKRON do Anglie nebo JUNIOR do Polska.

V následující historii licenčních motorů proudových, které jsme vyráběli nebo chtěli vyrábět, chci ukázat hlavně na to, že vývoj moderního letadlového motoru nebyl a dosud není snadný, že to, co jsme s úspěchem vyráběli, byla etapa, kdy byl nejen základní vývoj, ale i výroba a zkoušky i letecký provoz v podstatě ověřen. Často před tímto úspěchem byla řada pokusů a výrobků, které se do sériové výroby buď nedostaly, nebo se vyráběly jen v omezeném počtu, a že i potom, kdy motor byl již vyráběn ve velkých sériích, jeho vývoj nebyl ukončen. Také několik podrobností, které se podařilo získat, má sloužit k porovnání dnešního stavu, protože teprve s odstupem let je možno správněji hodnotit, kritizovat nebo přebírat. Konečně má tato krátká historie licenčních motorů podnítit zájem o to, aby zkušenosti získané konstrukcí, výrobou a provozem nezapadly v zapomenutí, ale aby vhodnější formou a důkladnějším zpracováním, než mohla tato krátká historie zachytit, bylo zachyceno vše, co bude zajímat příští generace našeho letectví.

Palivové a regulační soustavy turbínových motorů tvoří velmi zajímavý úsek historie a měla by jim být věnována samostatná práce. Při zpracování tohoto přehledu hlavních parametrů typů motorů se popisování těchto zařízení neukázalo jako vhodné.

Motory M03

V polovině roku 1944, kdy letecká ofenziva nad Evropou dosahovala vrcholu, byla v závodu rozšířena zpráva, že v Jinonicích má být vyráběn nový motor „bez pístů a bez klikového hřídele“. S velkým utajováním a pod dozorem stráží odcházely výkresy jednotlivých detailů a v tajné konstrukci se rýsoval první turboreaktivní motor BMW003.

Pro přehled proto uvedu některé získané informace o průběhu vývoje v Německu. Jeho historie začala již před válkou, kdy v roce 1938 německá vláda byla zainteresována na vývoj turbinových motorů a firmám BMW, BRAMO a dalším leteckým závodům bylo uloženo započít s vývojem turbínových letadlových motorů. Firma BRAMO začala pracovat na turbokompresorovém motoru a koncem roku na turbovrtulovém s osovým kompresorem, dvěma protiběžnými vrtulemi a konečně na turbínovém reaktivním motoru s osovým kompresorem, který jak pozdější historie ukáže, byl základem motoru BMW003. Ve všech těchto úkolech pokračovala BMW, která v polovině roku 1939 převzala závod BRAMO ve Spandau i s vývojovými úkoly. Turbovrtulový motor byl označen 109-002;  jeho vývoj byl přerušen v roce 1941. Přestože v závodu BMW v Mnichově byl v roce 1938 rozpracován turboreaktivní motor s odstředivým kompresorem, byla práce na něm přerušena, protože BRAMO s kompresorem axiálním byl úspěšnější a v září 1939 byla dána definitivně přednost motoru, který v závodu Spandau dostal označení P 3302, později 109-003. Výroba menšího počtu motorů 003 byla zahájena v roce 1939. První motor byl vyzkoušen na pozemní zkušebně v roce 1940. Měl tah jen 260 kp místo předpokládaných 680 kp. Dva motory byly zastavěny do letadla Me 262 a letová zkouška provedena v roce 1941. Protože malý tah motorů nezajišťoval odstartování letadla, byl na letadlo doplněn ještě pístový motor JUMO 211. Letové zkoušky na dalším letadle Me 110 byly provedeny v létě 1941. Po těchto zkouškách byla konstrukce motoru podstatně změněna a motor, kterým protékalo větší množství vzduchu, dostal označení 003A-0 a byl zkoušen na pozemní zkušebně koncem roku 1942. Statický tah motoru dosáhl 590 kp. Letová zkouška motoru 003A-0 v letadle Ju-88 jako létající laboratoři  byla v říjnu 1943. Po ní byla objednána první série motorů. Následoval sériový typ 003A-1, jehož stokusová série byla vyrobena v srpnu 1944. Tyto motory, jakož i následující typy 003-2, byly zastavovány do letadel He 162 a Ar-234c. V září 1944 byla na letadle Ar 234c dosažena výška 12800 metrů. V roce 1944 byla započata práce na typu 003D, který měl stejné rozměry jako předchozí, počet stupňů kompresoru zvýšen na 8, turbína byla dvoustupňová. Projekt počítal s tahem 1100 kp a byl určen pro letadla Ar 234. Tento motor již ale nebyl dokončen. BMW pracovala také na kombinovaném motoru 003 s kapalinovým raketovým motorem jako urychlovačem. Celkový krátkodobě použitelný tah tím stoupl na 1250 kp.

Vraťme se k motoru BMW 003A, který byl připraven k sériové výrobě v Jinonicích. Pokračující dezorganizace průmyslu koncem roku 1944 a na počátku roku 1945 zabrzdila jeho výrobu tak, že prakticky ke zkoušce na pozemní zkušebně nedošlo. Motor BMW 003A-2 měl sedmistupňový kompresor, prstencovou spalovací komoru se 16 palivovými tryskami, jednostupňovou vzduchem chlazenou turbínu s plechovými dutými lopatkami a regulovatelnou výstupní trysku. Bylo počítáno s pohonem raketových čerpadel, které potřebovaly výkon 125 kp. Motor s raketou byl označen 003R. Spouštění bylo prováděno pomocí dvoutaktního motorku umístěného v přední části před kompresorem, který byl k přednímu hřídeli připojován samočinnou rozběhovou spojkou. Motor měl tah 800 kp při 9500 otáčkách za minutu. Specifická spotřeba 1,42 kg/kp/hod., tj. celkem 1180 kg/hod. Váha motoru 660 kilogramů, průměr 690 mm, délka 3640 mm. Stlačení v jednom stupni bylo 1,17:1, celkové stlačení 3,1:1. Jednotlivé stupně kompresoru měly oběžné lopatky na samostatném disku, stator tvořil též samostatnou část. Skříň kompresoru byla z elektronu. Při montáži se rotory i statory nasouvaly střídavě na hřídel, nejdříve prostřední. Hřídel se všemi stupni statoru i rotoru se pak vsunul do skříně kompresoru a poloha každého statoru se pojistila šesti šrouby. První tři disky byly elektronové, další duralové. Pouzdra s vnitřním kuželem 1:50 byla spojena s disky třemi kolíky, hnací moment ze hřídele byl přenášen pouze třením. Oběžné lopatky kompresoru se obráběly z duralových výlisků. Lopatky statoru byly z plechu 1,5 mm, ze slitiny hliník-hořčík. Vnitřní konec se dvěma výstupky byl zavařen do vnitřního prstence statoru, vnější konec lopatky tvořil též výstupek, který procházel výřezem na vnějším prstenci statoru.

Charakteristiky kompresorů se dosti lišily vlivem různých vůlí, byly strmé a účinnost dosti nízká. Činila při měření výkonem 75 procent, při měření oteplením vzduchu 78 procent. Předpokládá se, že špatná účinnost byla zaviněna lopatkami statoru a proto měly být změněny při dalším projektu za lopatky s vhodnějším aerodynamickým profilem. Rotor kompresoru byl uložen ve dvou ložiskách. V přední skříni bylo trojité kuličkové ložisko s nosností 1200 kp pro jedno ložisko, maximální axiální síla byla asi 1500 kp. Střední skříň tvořila nosný systém motoru. Přední část spalovací komory tvořila skříň odlitá z hliníkové slitiny a byla přišroubovaná k přední skříni. Nesla 16 kuželových vložek spalovacích komor. Prostor spalovacích komor  byl omezen vnější a vnitřní válcovou stěnou z ocelového plechu. Primární vzduch procházel kuželovými vložkami, kde bylo souproudově vstřikováno palivo tryskami. Horké plyny byly ochlazovány sekundárním vzduchem, který proudil do primárního vnější i vnitřní řadou klínových otvorů směšovače. Každá řada měla 40 otvorů. Plyny se ochladily na 750 stupňů Celsia. Malé množství chladícího vzduchu proudilo mezi vnějším krytem a vnější stěnou spalovací komory. Tento proud dále chladil duté rozváděcí lopatky turbíny. Spalovací komora prodělala dlouhý vývoj, než bylo dosaženo vyhovujícího spalování. Teplota před turbínou byla 750 až 780 stupňů Celsia. Také účinnost turbíny byla malá – 78 procent. Mimo další příčiny také silné odtokové hrany plechových lopatek nedávaly možnost tuto účinnost zvýšit. Rozvaděč měl 31 lopatek z plechu 1,5 mm SINCHRONA/10, ohnutých do žádoucího tvaru a bodově svařených na odtokové hraně. Vzduch proudící rozváděcími lopatkami vystupoval štěrbinami u odtokové hrany lopatek. Tyto štěrbiny byly vybroušeny v plechu před ohýbáním. Množství chladícího vzduchu činilo 1 až 1,5 procenta množství vzduchu dodávaného kompresorem. V disku byly drážky svírající s osou úhel 26 stupňů. Do drážek byly zasunuty závěsy lopatek. Závěs měl dvě oka. Do spodního, které zachycovalo odstředivou sílu, byl zavařen čep, horním okem vstupoval chladící vzduch. Chladící vzduch byl přiváděn ze 4. stupně kompresoru třemi kanály vyvrtanými ve střední skříni. Děrami v disku proudil vzduch na druhou stranu disku, takže obě strany byly rovnoměrně chlazeny. Disk turbíny byl přišroubován osmi šrouby k dutému hřídeli uloženému ve dvou ložiskách, zadní bylo válečkové, přední kuličkové. Plech pro výrobu lopatek měl tlouštku 2,6 mm a byl nejdříve rozválcován tak, že v místě závěsu zůstala plná tlouštka. Část, z níž byl profil lopatky, měla tlouštku 1,3 u závěsu a 0,7 v horní části. Po vylisování byl plech svařen na odtokové hraně.

Výstupní tryska byla regulovatelná pomocí posuvné jehly. Vnitřní a vnější plášť byl spojen osmi dutými žebry natočenými o 8 stupňů z osového směru. Žebra byla ze žáruvzdorného materiálu, ostatní části z měkkého ocelového plechu a šopované hliníkem. Posuvem jehly se měnily výstupní průřezy, čímž se měnila teplota plynů i tah. Zvětšením průřezu klesala teplota plynů před turbínou. Při zkoušce se nařídila jehla tak, aby motor dával tah 800 kp při 9500 ot/min. Teplotu výstupních plynů udával termočlánek, maximální teplota neměla překročit 600 stupňů Celsia, při akceleraci krátkodobě 750 stupňů Celsia. Jehla se regulovala elektromotorem s převodem. Automatická regulace jehly nebyla dokončena. Palivo z nádrže v letadle bylo čerpáno pomocným čerpadlem k vysokotlakému čerpadlu a přes regulátor k šestnácti tryskám. Každou tryskou protékalo 56 kg paliva za hodinu. Při 5300 otáčkách za minutu byl tlak za čerpadlem 105 atm.

Vývoj motoru měl pokračovat dále. Nový kompresor měl mít při kompresním poměru 3,5:1  účinnost 85 procent a motor s tímto kompresorem tah 900 kp při 9800 ot/min při měrné spotřebě 1,21 kg/kp/hod. Další typ 003D měl mít osmistupňový kompresor, větší množství vzduchu, 10000 ot/min, tah 1100 kp a měrnou spotřebu 1,1 kg/kp/hod.

Motor BMW 003 měl nesporně zajímavé konstrukční prvky a není proto náhodou, že ve Francii pokračoval ve vývoji tohoto motoru závod SNECMA – státní společnost pro výrobu a výzkum letadlových motorů, který je hlavním státním podnikem vyrábějícím letadlové motory ve Francii. Motor ATAR 101 konstruovaný Östrichem na základě BMW 003 měl větší rozměry a řadu zlepšení proti původnímu vzoru. První zkoušky motoru ATAR 101 začaly v roce 1948. V roce 1949 prošel ATAR 101 B typovými zkouškami s tahem 2000 kp, později byl tah zvýšen na 2400 kp. První sériový motor byl ATAR 101C s tahem 2820 kp. Následoval ATAR 101-11C s tahem 3000 kp, použitý do stíhaček Dacco Myst?re 11c a do některých pokusných letadel. Na motoru ATAR 101 E byl použit vstřik vody před kompresor a dalším konstrukčním zdokonalením byl zvýšen tah na 3200 kp. Dodatečným spalováním byl zvýšen tah ATARu 101 F na 3800 kp. Vývoj ATARu pokračoval dál, ale to už není motor připomínající 003 z roku 1940. ATAR 8 z roku 1955 má devítistupňový kompresor a dvoustupňovou turbínu a připomíná poněkud motor 003-D. Jeho tah je 4400 kp při 8400 ot/min, měrná spotřeba 0,91 kg/kp/hod. ATAR 9 s forsáží dosahuje tahu 6000 kp při 8400 ot/min. Ani tímto motorem nebyl vývoj ve Francii ukončen a další typy motoru ATAR měly výkony ještě vyšší.

Motory M04

Asi ve stejnou dobu, kdy v Jinonicích byla připravována výroba 003, přišel do ČKD druhý německý turbinový motor JUMO 004 z továrny JUNKERS. S tímto motorem se seznámil závod v Jinonicích po válce, k výrobě však nedošlo. Také jeho historie stojí za zmínku.

Konstrukční práce na turbinovém motoru s osovým kompresorem začaly u firmy JUNKERS v Německu již v roce 1938. Reaktivními motory se továrna zabývala již od roku 1936. Konstrukční skupina přešla k továrně HEINKEL a v létě 1939 začaly práce na turboreaktivním motoru 109-004 s axiálním kompresorem. Motor neměl žádné nové konstrukční prvky a bylo hlavně počítáno s tím, aby jej bylo možné vyrábět v sériích bez velkých nároků i za cenu zhoršení jeho parametrů. Požadavky stanovily jeho tah na 680 kp. Palivem byla motorová nafta. Ještě v roce 1939 se přistoupilo ke konstrukci motoru 004A, který byl zkoušen v listopadu 1940. Konstrukce měla řadu nedostatků a první letová zkouška na létající laboratoři Me-110 byla provedena 15.3.1942. V té době měl motor statický tah 840 kp. Dne 18.6.1942 bylo zkoušeno dvoumotorové letadlo Me-262 se dvěma motory 004A. Při přípravě výroby bylo vyrobeno 30 motorů 004A. První sériový motor 004B byl zkoušen v lednu 1943. Měl tah 840 kp a vážil o 90 kg méně než 004A. Následující sériový motor 004B-1 měl tah 900 kp. Pozemní zkoušku měl v roce 1943, letovou na Me 262 v říjnu 1943. Motor byl předán do sériové výroby , která začala v březnu 1944. Později byl dán do sériové výroby motor 004B-4. Na konci války byl připraven k výrobě nový typ 004D-4, který měl tah 1050 kp a projekt 004H počítal s tahem 1080 kp. Měl jedenáctistupňový kompresor a dvoustupňovou turbínu. Celkem bylo vyrobeno 5000 motorů 109-004, které létaly v letounech Me-262. Těchto letadel bylo vyrobeno 1249. Dále byly použity v letounech ARADO Ar-243B, kterých bylo postaveno 214. Další typy motorů 109-012 a 109-022 byly sice postaveny, ale ke zkouškám nedošlo.

Turbína JUMO 004

Po válce byly motory 004 často předmětem různých návrhů rekonstrukčních a v roce 1950 se v republice vážně pomýšlelo na obnovení sériové výroby. Celá akce však skončila v počátcích přípravy výroby. Kompresor osmistupňový, jednostupňová turbína. Tah motoru 900 kp při 8700 ot/min., měrná spotřeba 1,45 kg/kp/hod. Výstupní teplota 680 stupňů Celsia. Celková doba chodu motoru na nominálním režimu neměla přesáhnout 8 hodin 10 minut do generální opravy. Provozní režim 80 procent, tah 720 kp, otáčky 8100 za minutu. Motor se spouštěl benzinovým motorkem. Akcelerace ze 3000 otáček na 8700 otáček trvala 23 sekund, ze 6000 na 8700 trvala 13 sekund. Šest odstředivých trysek mělo při přetlaku 23 kg na centimetr čtvereční průtok 2630 až 2730 krychlových centimetrů za minutu. V tomto motoru se pokusně používala i forsáž, tj. dodatečné spalování za turbínou.

Tah při startu se zvýšil o 20 až 25 procent, při maximální rychlosti o 60 až 100 procent. Spotřeba paliva při startu vzrostla na 2,55 kg/kp/hod., při rychlosti letu 900 až 1000 km/hod. vzrostla o dalších 30 až 40 procent. Přední těleso bylo odlito z hliníkové slitiny a mělo trojité přední kuličkové ložisko kompresoru, dále převod ke skřínce přístrojů, tři olejová čerpadla a olejové čističe. Kompresor byl osmistupňový, rotor složený z osmi disků stažených centrálním šroubem. Disky byly vyrobeny z výlisků hliníkové slitiny. Při nominálních otáčkách 8700 za minutu je stupeň stlačení 3,0 a účinnost 79 až 81 procent. Za čtvrtým stupněm se odebírá vzduch pro chlazení turbíny a výstupní trysky. Statory jsou dvoudílné a jsou sestaveny uvnitř vnějšího litého tělesa. Motor měl šest spalovacích komor umístěných ve společném bubnu. Lopatky rozvaděče i turbíny byly jednak plné, pokusně byly duté, vyrobené z plechu, chlazené vzduchem. Chlazená lopatka turbíny byla na disk připájena žáruvzdornou pájkou a pojištěna nýtem. Nechlazené lopatky byly upevněny v obvodových drážkách a pojištěny dvěma příčnými čepy. Výstupní tryska měla posuvnou jehlu, konstrukce i řízení celkem shodné s motorem BMW 003. Spouštění se provádělo benzinovým dvoutaktním motorkem stejné konstrukce jako u BMW 003. Obsah tohoto dvouválcového motorku byl 270 krychlových centimetrů, vrtání 85 a zdvih 70 mm, výkon 8,5 ks. Spouštění trvalo 30 až 90 sekund. Motorek byl startován malým elektrickým startérem napájeným z akumulátorové baterie.

Motor M01

Po druhé světové válce provedlo studijní oddělení proudových motorů v Malešicích zhodnocení zkušeností z konstrukce i provozu motorů JUMO 004 a v roce 1946 se uvažovalo o konstrukci vlastního proudového motoru. V témže roce navrhovalo toto oddělení rekonstrukci motoru JUMO 004. Rekonstrukce měla tyto hlavní úkoly:

Protože regulátor otáček spolu s regulací trysky nezajišťoval ve větších výškách stabilitu hoření a plameny se mohly prodloužit přes turbínové lopatky, měla být regulace změněna tak, aby závisela na tlaku za kompresorem a na tlaku okolního vzduchu a měla obsahovat i termostat výfukových plynů. Spotřeba měla být snížena jiným tvarem spalovacích komor se zvýšenou turbulencí a vhodně upravenou palivovou tryskou. Materiál turbínových lopatek se mohl změnit a životnost lopatek prodloužit.

V listopadu 1946 byl vypracován návrh technických podmínek nového motoru, který může být označen M01. V té době se používaly v zahraničí kompresory radiální i axiální a jejich kombinace. Z myšlenky vytvořit pro M01 kompresor s výhodami obou typů vznikl návrh na kompresor radiaxiální (diagonální). Uvažovalo se i o možnosti připojit jeden nebo dva stupně axiální. Aby byl výkon kompresoru zlepšen, byl kompresor rozdělen na dvě oblasti, jednu blíže osy, na níž je připevněn druhý rotor vnější. Tím je dodržen poměr vstupních průměrů stejný u obou částí, které dopravují stejné množství vzduchu o stejném stlačení. Spalovací komory byly přihlášeny k patentování. Měly provedení dosud nepoužívané, spirálovité k podélné ose motoru, čímž měla vzniknout přirozená turbulence. Spalovací komora tak asi nebude vyžadovat žádných žárových vložek  a stačí jen patentovaná dvouvstřikovací tryska – praví zpráva ze 13.11.1946. Motor měl mít při 15000 otáčkách za minutu předpokládaný tah 1500 až 2000 kp a měrnou spotřebu 1,0 kg/kp/hod. Konstrukce počítala s možností vytvořit turbovrtulový motor s dvojitou vrtulí.

Zajímavý a krajně optimistický byl rozpočet, který předpokládal, že čtyři konstruktéři a tři kresliči budou za šest měsíců hotovi s konstrukcí motoru. Režijní náklady měly být 60 až 80 tisíc poválečných korun. Na výrobu bylo plánováno 12 měsíců a náklady asi jeden milion korun. Pro zkoušku funkce jednotlivých skupin měla být zkušebna na pražské technice nebo v ČKD Vysočany, kde měla být zkušebna kompresoru a spalovacích komor. Náklady na tyto zkoušky byly odhadovány na 250  tisíc korun.

Další vývoj motorů JUMO 004 a BMW 003, jakož i vlastní vývoj, měl zajistit útvar Vývoj spalovacích turbín, který měl být sestaven pod přímou patronací generálního ředitelství KOVO- Československé závody kovodělné a strojírenské. Útvar měl mít dvě skupiny:

  1. pro stacionární, lodní a lokomotivní zařízení
  2. pro letadlové spalovací turbíny.

Obě skupiny měly být umístěny v bývalé továrně ASKANIA ve Vokovicích. Druhá skupina měla mimo sledování dalšího vývoje obou válečných turbín provést návrhy na konstrukci letecké turbíny 200 až 2500 kp tahu.

Motory M02

První proudový motor s radiálním kompresorem, který byl v závodě Jinonice připravován do výroby, byl M02. Stoupající požadavky na výkon motoru přerušily tyto přípravy již při jejím začátku. Historie tohoto motoru začíná v Anglii.

První motor B 37 „DERVENT 1“ byl postaven v roce 1943 firmou ROLLS-ROYCE na základě motoru W2B/26, který postavila firma ROWER. Ta byla určena společně s dalšími dvěma závody pro vývoj turbínového motoru podle patentu, který anglický vynálezce WHITTLE dostal v lednu 1930. Zkoušky motoru ROWER W2B/26 začaly v listopadu 1942. V roce 1943 bylo úsilí na zlepšení tohoto motoru zkoncentrováno a motor dostal nové kolo kompresoru, nový difusor i turbínu a byl označen W2B/27. Do sériové výroby byl zadán pod názvem DERVENT I. Tah motoru byl 910 kp, měrná spotřeba 1,18 kg/kp/hod., 16600 otáček a stlačení 3,9. Střední teplota před turbínou 860 stupňů Celsia, suchá váha 440 kg, průměr 1055, délka 2130 mm. Radiální kompresor měl tah 1630 kp, deset spalovacích komor. Turbína byla jednostupňová. Hřídel byl rozdělen na dvě části spojené zubovou spojkou a kulovým čepem, který přenáší axiální sílu. Chlazení ventilátorem. Přední a zadní ložisko bylo kluzné, přední s výstelkou kompozicovou, zadní z olovnaté bronzi. Střední ložisko bylo kuličkové. Skříň kompresoru elektronová, nosná skříň siluminová. Turbína měla lopatky ze slitiny s 80% niklu, rozváděcí lopatky byly přesně lité, leštěné. Chladící vzduch procházel uvnitř karteru a chladil přední i zadní ložiska a přední část disku turbíny. Maximální teplota vzduchu 300 stupňů Celsia.

V továrně ROLLS-ROYCE  pracoval již od roku 1938 profesor A.A. Griffit, který za svého působení v anglickém výzkumném ústavu ve Farnborough vypracoval aerodynamickou teorii turbín založenou na obtékání profilu lopatek. Výzkumné práce na konstrukci lopatek kompresorů i turbín začaly v ústavu již v roce 1927. Přestože byly slibné, pokračovaly pomalu. V roce 1929 byl předložen první projekt turbovrtulového motoru s osovým kompresorem, do roku 1936 však nebyl proveden. Od roku 1936 dostávají práce na novém motoru rychlejší spád, výrobci jako ROLLS-ROYCE se zabývají novými motory a pokračují na výzkumu Griffitových projektů. V červenci 1943 se tak dostal „DERVENT“ poprvé na zkušebnu. V listopadu prošel stohodinovou zkouškou s tahem 910 kp a v prosinci téhož roku byl zkoušen v letadle WELINGTON. Tento typ byl zastavován do letadla METEOR 3.

V lednu 1944 začala práce na novém typu DERVENT Mk-2 se zlepšenou skříní kompresoru. Bylo vyrobeno 12 motorů, z nichž první byl spuštěn 29.7.1944.

Motor DERVENT 3 je speciální varianta pro letadlo METEOR, na kterém bylo zkoušeno řízení mezní vrstvy vzdušného proudu. DERVENT 4 je další varianta vývoje tohoto motoru. Má tah 1070 kp a poprvé byl zkoušen na zkušebně v únoru roku 1945.

Firma ROLLS-ROYCE začala dne 17.3.1944 pracovat na projektu nového turboreaktivního motoru, který dostal označeni RB 40 a měl mít tah 1910 kp. Později byl určen pro stihačku SUPERMARINE E/10/44, pro kterou byl potřebný tah jen 1500 kp. Proto byly rozměry zmenšeny, motor nazván RB 41 a později NENE. Ještě než mohl být poprvé spuštěn, byl požadavek tahu opět zvýšen na 2040 kp a po prvním spuštění v říjnu 1944 byl brzy dosažen. Motor byl v červenci 1945 zkoušen v letadle LOCKHEED R 80. Zmenšená varianta tohoto motoru byla nazvána DERVENT 5 a zkoušena na zkušebně v červenci a v letadle v srpnu 1944. Koncem roku 1945 měl tah 1590 kp.

Poslední  varianty motorů DERVENT 8 a 9 měly tah 1630 kp a bylo na nich zkoušeno i dodatečné spalování v pokusném letadle METEOR.

Motor DERVENT 5 RD7, který odpovídá motoru M02, měl tah 1590 kp, otáčky 14700, stlačení 3,9, měrnou spotřebu 1,05 kg/kp/hod., střední teplotu před turbínou 860 stupňů Celsia, suchá váha 567 kg, průměr 1042, délka 2248 mm. Devět spalovacích komor mělo rozměry proti DERVENTU I o něco větší, jinak bez podstatných změn. Přední a zadní ložiska byla valivá a odpadl proto chladič oleje. Spalovací komoru a palivovou soustavu vyvíjela firma LUCAS.

Motor M05

Jak bylo uvedeno v historii motoru DERVENT, začal v březnu 1944 vývoj motoru RB 40 a později RB 41 s názvem NENE. Další vývoj byl prováděn dvěma závody: ROLLS-ROYCE a americkým závodem PRATT & WHITNEY. Tato spolupráce byla koncem roku 1948 podpořena úřady USA, které došly k názoru, že anglický motor NENE je motor, který má vyšší tah a lepší charakteristiky, než toho času motory americké. Americká firma TAYLOR dostala několik motorů DERVENT a NENE a plánovala jejich výrobu. Protože však TAYLOR neměl možnost rychle zařídit sériovou výrobu, bylo doporučeno předat výrobu do závodů PRATT & WHITTNEY, které uzavřely smlouvu v květnu 1947. Motor NENE zaváděný továrnou TAYLOR, dostal v USA označení US-42-TT2. První motor vyrobený závodem PRATT & WHITTNEY dostal označení J-42 (JT-6) a prošel pozemní zkouškou v březnu 1948. V říjnu proběhla 150hodinová zkouška a byl dosažen tah 2270 kp, se vstřikem vody 2600 kp. Motorů J-42 bylo vyrobeno několik set kusů a byly zastavovány hlavně do palubních stíhačů GRUMAN FGF „PANTHER“. Spolupráce obou závodů měla hlavní úkol zvýšit tah o 30 % dodatečným spalováním. Práce na tomto úkolu vedly ke konstrukci motoru J48 (JT 7), který byl v Anglii nazván TAY. Tento motor byl na konci roku 1949 montován do palubních stíhačů FGF5. Poslední varianty motoru J 48 měly tah 3300 kp, s dodatečným spalováním 3860 kp.

V roce 1946 dostala francouzská firma HISPANO SUISSA licenci od anglické ROLLS-ROYCE na motor NENE a za osm let vlastního vývoje motor značně zdokonalila. První motor NENE 101 měl tah 2200 kp, NENE 102 už 2270 kp. Poté byly vyrobeny motory NENE 104 a 105 s tahy 2300 a 2350 kp. V posledních dvou typech byly použity ve větší míře hořčíkové slitiny. Byl vypracován systém dodatečného spalování, který u NENE 102B zvýšil tah na 3090 kp. Byl však sestrojen pouze prototyp tohoto motoru. Motor R-300 konstruovaný také na základě NENE měl stejné rozměry, ale tah byl zvýšen na 2700 kp. Francouzská verze motoru TAY 250 se vyráběla sériově a zastavovala se do letadla DACCO MYSTÉRE. Motor měl tah 2850 kp. Zlepšený TAY označený R-450 VERDON měl tah 3500 kp a byl jedním z velmi dobrých motorů s radiálním kompresorem. Dodatečné spalování VERDONU zvýšilo tah na 4500 kp.

V Argentině byly motory DERVENT a NENE 2 převzaty leteckým ústavem v Cordobě. Ve větším měřítku se však nevyráběly. Také v Austrálii byla vyrobena menší série NENE 2-VH pro stíhače VAMPIRE. Kanadská filiálka ROLLS-ROYCE vyráběla NENE 10 pro školní letadla T-33 A-N.

V našem závodu v Jinonicích se vyráběl motor tohoto typu pod označením M05. Měl dvě varianty jen docela málo odlišné. U nás se od roku 1951 vyráběla druhá varianta s tahem 2270 kp při 12300 otáčkách/min a spotřebě paliva 1,07 kg/kp/hod. Střední teplota před turbínou byla 860 až 870 stupňů Celsia, střední teplota výstupní 750 stupňů Celsia, váha 808 kg, průměr 1208 a délka 2651 mm. První varianta měla tah 2040 kp,12000 otáček, spotřebu 1,06 kg/kp/hod, výstupní teplota 695 stupňů Celsia. Váha 808 kg, průměr 1258 a délka 2651 mm.

Motor M05 do letadla MiG 15

Rozdíl mezi první a druhou variantou byl asi následující: Lopatkový difusor kompresoru dostal změněný profil, čímž byly zlepšeny charakteristiky kompresoru. Usměrňovací kaskády na vstupu byly zesíleny ocelovou obrubou. Vstupní síta zesílena, změněny úložné čepy motoru. Disk motoru byl vyráběn z materiálu s lepšími mechanickými vlastnostmi. Rozvaděč byl zmenšen natočením lopatek. Byly zesíleny lopatky vířiče spalovací komory a zlepšen jeho tvar. V palivovém sytému byl zvýšen tlak, barometrický regulátor má změněnou charakteristiku závislosti tlaku atmosféry a tlaku paliva. Tím se zajistila lepší stabilita otáček v různých výškách. Trysky mají zdokonalený čistič.

Motor měl odstředivý kompresor s dvoustranným vstupem vzduchu, devět spalovacích komor, jednostupňovou turbínu, reaktivní troubu a pomocné příslušenství. Rotor sestává z hřídele, na kterém je lopatkové kolo kompresoru, na hřídeli turbíny je upevněn disk s lopatkami turbíny. Spojení obou hřídelů je provedeno zubovou spojkou kulovým kloubem. To zajišťuje snadnou montáž při dostatečné tuhosti obou vyvážených rotorů. Prostor předního ložiska je utěsněn přetlakem vzduchu, který je odebírán z kompresoru. Vzduch vystupující z difusoru kompresoru mění směr o 90 stupňů v kolenech, které ho rozdělují do jednotlivých komor. V každém kolenu jsou tři usměrňující lopatky. Disk turbíny je vyroben z odkovku, lopatky jsou v disku zavěšeny pomocí stromečkových zámků. S hřídelem je disk spojen pomocí zubové spojky a šroubů. Rozvaděč má 54 lopatek přesně odlitých ze žárupevné slitiny a upevněných mezi vnitřní a vnější bandáž rozvaděče. Lopatky jsou v drážkách bandáží uloženy s vůlí, aby se při ohřevu mohly volně roztahovat.

Přesto, že byl motor konstrukčně i technologicky dobře propracován, prodělal ještě řadu změn. Z nejdůležitějších je možno uvést následující: vstupní síta se vyrábějí z nerez oceli místo z mosazného pletiva, usměrňovací prstence byly zesíleny z 1,2 na 1,4, zanýtované vstupní lopatky byly tvarově zdokonaleny za účelem větší odolnosti proti vibracím. Bylo zavedeno tepelné zpracování vstupních lopatek, tj. ohřev na 340 stupňů Celsia s ochlazením na 300 stupňů  a dále na vzduchu, utemování prstenců v místě přechodu lopatek. Další snížení vibrací, které ale nebyly velké, se dosáhlo po uložení záběrných částí lopatkového kola kompresoru na kužel místo uložení cylindrického. Byla zvětšena vůle labyrintu předního ložiska za účelem odstranění přidírání. Bylo zamezeno korozi stahovacích šroubů kompresoru zinkováním, změněn způsob regulace přívodu vzduchu k labyrintu předního ložiska za výrobně jednodušší. Lopatky kaskády kompresoru byly zesíleny na náběžné hraně a zavedeno tepelné zpracování kola za účelem zvýšení životnosti. Ke zmenšení nevyváženosti rotoru a snížení vibrací bylo zavedeno postupné dynamické vyvažování místo statického a dynamického. Pouzdra ložisek se vyráběly z pevnějšího materiálu a zadní ložisko se pojistilo kolíkem. Místo svářených plášťů komor byly zavedeny tažené, místo šopování se provádí nátěr hliníkovým křemičitým lakem. Plamence byly rekonstruovány a zesíleny, pro zvýšení životnosti se vstupní kužel a klobouk po svaření žíhají. Rozšířil se labyrint turbíny za účelem snížení teploty chladícího vzduchu pro disk turbíny. Příruby tělesa turbíny se provádějí s vyfrézovaným odlehčením a žáruvzdorný materiál byl změněn na ekonomičtější. Lopatka turbíny se pojišťuje plochou pojistkou místo pojistného výběžku lopatky. Zavedl se dokonalejší svar pouzder tyčí výstupní trouby. Přední příruba se odlehčuje frézovaným vybráním. Izolace hliníkovou fólií se nahrazuje azbestovou tkaninou. Prodloužená výstupní trouba se zavěšuje 24 šrouby místo původních osmi, příruba je zesílena.

Za účelem dosažení rovnoměrné charakteristiky průtoku paliva jednotlivými tryskami při chodu motoru na středních režimech při letech ve větších výškách se zkoušejí trysky porovnáním průtoku se vzorovou tryskou při tlaku 14 kg/cm? a zavádějí se dvě skupiny takto zkoušených trysek. Aby se zajistil stabilní chod při akceleraci za letu ve výšce, byl doplněn škrtící ventil ventilem minimálního tlaku, který zajišťuje tento tlak v závislosti na výšce letu. Horní čerpadlo bylo doplněno tlakovou kompenzací omezovacího regulátoru, která odstraňuje přetáčení maximálních otáček při stoupání. Změněna byla též konstrukce plunžrů palivových čerpadel za účelem snížení opotřebení. Čelní plocha rotoru čerpadla se povrchově indiuje. Automatický rozdělovač paliva byl zdokonalen automatickým regulátorem akcelerace, takže ruční páka řízení mohla být přestavena bez nebezpečí přehřátí motoru. Zlepšeno bylo zapalovací ústrojí včetně zapalovací svíčky. Hadice pro důležité spoje se provádějí se dvěma kovovými oplety místo s jedním.

Teplota za turbínou se reguluje pomocí devíti termočlánků místo čtyř. Vstřikovací trysky se za účelem usnadnění regulace rozdělují při jejich zkoušení na šest skupin. Aby se zamezila deformace rozváděcích lopatek, zesilují se v místech vyšších teplot. Materiál lopatek turbíny se zlepšuje. Klec válečkového ložiska se centruje na vnějším kroužku, takže při opotřebení se klec nerozvažuje. Zavádí se válečková spojka startéru, takže je možné spouštět motor i při dobíhajícím motoru a není nutno čekat, až se motor zastaví.

Motor M06

Motor M06 je poněkud zvětšená varianta motoru M05. Vyráběl se od roku 1953. Tah motoru při start režimu byl 2700 kp při 11560 ot/min a výstupní teplotě 720? C. Měrná spotřeba 1,07 kg/kp/hod, váha 870 kg, průměr 1270 a délka 2640 mm.

Motor měl radiální kompresor s oboustranným vstupem, devět spalovacích komor, jednostupňovou turbínu. Kompresor měl difusor rozdělen do devíti tangenciálních nátrubků (čímž se zmenšil vnější průměr), na které byla připevněna kolena spalovacích komor. Těleso kompresoru bylo lité ze silumínu, kolo kompresoru z kovatelné hliníkové slitiny. Záběrníky byly ke kolu připevněny osmi šrouby. Hřídele byly z oceli, která se kalila na vzduchu, protože kalená v oleji má větší deformace. Měla však četné výtečné vlastnosti, například vysokou mez únavy. Spalovací komory měly plamence ze tří sekcí svařené švovým svarem, vnější pláště byly z nízkouhlíkového plechu. Sběrač plynů byl odlit z legované šedé litiny, plechové nátrubky byly svařené z nerez oceli 18-8. Lopatky rozvaděče byly lité, turbínové lopatky z odkovků niklové slitiny s 80% niklu. Profily lopatek jsou opracovány s přesností 0,1 mm proti kontrolní šabloně. Po leštění se mořily za účelem kontroly krystalické struktury. Stromečkový závěs má zuby s dovolenými úchylkami měr 0,01 a 0,02 mm. Lopatka se v závěsu mohla vykyvovat v toleranci 0,6 až 1,3 mm.

Výstupní trouba a prodlužovací trouba s hnacím nástavcem byla z plechu 18-8, příčná aerodynamická křidélka z niklové slitiny 75. Teplota za provozu se měřila čtyřmi termočlánky s dvojkovovým spojem, který tvoří slitina nikl-kobalt a alumel. Skřínka převodů obsahovala pohony horního a dolního palivového čerpadla, startéru, odstředivého odlučovače vzduchu, olejových čerpadel, vysílače otáčkoměru a skřínky letadlových přístrojů, která poháněla vysílač otáčkoměru, vakuové čerpadlo, hydraulické čerpadlo, dynamo a kabinový kompresor.

Motory M05 a M06 mají velmi mnoho znaků společných, motor M06 měl řadu materiálů, jejichž volbu ovlivňovala více úspora legujících prvků, jejichž spotřeba pro tepelně namáhané detaily byla přesto značná.

Letadlo MiG 15 s motorem M05

Motor M06 F

Protože turbínový proudový motor pracuje s ohledem na dovolené teploty s velkým přebytkem vzduchu, může být za turbínou zařazeno přídavné spalování – forsáž. U motoru M06 F  se tím zvýšil tah na zemi o 25%. Protože se zvýšením tahu roste i rychlost letadla, zvýší se tah za letu o 50 až 60%. Tah motoru při startu s forsáží je 3380 kp při 11560 otáčkách, při maximálním režimu 2650 kp.

Při porovnání s motorem M 06 má forsážní varianta motoru následující podstatné změny: Na přední straně disku je labyrint rozšířen, aby do prostoru zadního ložiska pronikalo méně plynů. Místo výstupní a prodlužovací trouby má forsážní komoru s hydraulicky regulovatelným nástavkem. Skřínka převodů je změněna, protože palivová čerpadla hlavní a forsážní jsou odlišná. Také skřínka letadlových přístrojů je změněna. Škrtící ventil je změněné konstrukce a je spojen s elektromechanismem pro řízení forsáže. Hlavní čerpadlo má regulátor a škrtící ventil. Forsážní čerpadlo má barometrický regulátor. Rozdělovač zapíná i vypíná přívod paliva pro forsážní komoru a zapíná automaticky spínač zapalování i hydraulickou forsážní komoru.

Forsážní komora sestává ze tří částí. Vpředu je rozšiřující se část s vnitřním kuželem, dále část zužující se a zadní část s regulovatelnou tryskou. V první části se proud zpomaluje a dochází v ní k zapálení a hoření forsážního paliva. Kruhový stabilizátor má tvar V a je v něm umístěno 24 trysek. Čtyři křidélka nesou vnitřní kužel. Na křidélka je upevněn stabilizátor a potrubí trysek. Regulovatelnou trysku tvoří 20 klapek, jež dovolují měnit výstupní průměr. Třecí povrch regulovatelné trysky tvoří chromovaný vnější povrch a měděné destičky povrch vnitřní. Třecí plochy jsou mazány grafitem.

Motor M07

V roce 1956 se začalo s technickou přípravou výroby dalšího motoru s forsáží, určeného pro nadzvuková letadla. Motor měl devítistupňový axiální kompresor, deset tvarově jednoduchých spalovacích komor a dva stupně turbíny. Kompresor měl odpouštění vzduchu v pásmu otáček, kde by pracoval v pumpážní oblasti. Forsážní tah 3250 kp při 11500 otáčkách, spotřebě 1,6 kg./kp/hod, tah při maximálním režimu 2600 kp, spotřeba 0,94 kg/kp/hod.

Kompresor nemá předstator, rotor je bubnový, složený z devíti disků spojených radiálními kolíky a dvou čepů pro uložení na válečkovém a kuličkovém ložisku. Stator je složen ze tří částí. Přední elektronové těleso nese na čtyřech radiálních žebrech vnitřní skřínku převodů, odkud se dutými žebry pohání skřínka převodů umístěná v horní části tělesa. Uvnitř střední skřínky je umístěn odstředivý odlučovač vzduchu z oleje a odsávací olejové čerpadlo určené pro přední ložisko rotoru kompresoru s těsnícími labyrinty. Střední těleso nese osm stupňů usměrňujících lopatek kompresoru. Přední díl je z elektronu, zadní ocelový. Závitovým čepem s maticí se upevňují lopatky k vnější stěně tělesa. Za pátým stupněm jsou otvory pro odběr vzduchu. Otvory se uzavírají ocelovým pásem spojeným s hydraulickým zařízením, které je ovládáno zvláštním odstředivým regulátorem. Zadní těleso je svařeno z nerez oceli a slouží k uložení spalovacích komor. Lopatky posledního stupně tvoří radiální nosné členy vnitřního a vnějšího pláště tělesa.

Skřínka převodů má převod pro dynamostartér, palivové čerpadlo hlavní a forsážní, olejový agregát, hydraulické čerpadlo, vysílač otáčkoměru, dopravní čerpadlo palivové, odstředivý odlučovač oleje a odsávací čerpadlo.

Turbína je dvoustupňová. Disky jsou spojeny kuželovým bubnem pomocí radiálních kolíků. Také s hřídelem turbíny je přední disk spojen radiálním kolíkováním. Uložení lopatek v disku je stromečkovým závěsem. Spojení hřídele turbíny a kompresoru je provedeno drážkovanou spojkou. Rozvaděč prvního stupně má duté, vzduchem chlazené lopatky, druhý stupeň má rozváděcí lopatky přišroubovány k vnější bandáži. Vnitřní patky tvoří těsnící labyrinty. Spalovací komory jsou jednoduchého tvaru, žebrované, vpředu nesené vstřikovací tryskou, vzadu přišroubovanou přírubou.

Forsážní komora má v přední části difuzor, na pěti závěsech upevněný vnitřní kužel, na kterém jsou upevněny forsážní trysky uložené na dvou palivových rampách, zapalovací svíčka a stabilizátory hoření. Regulační tryska mění výstupní průřez pomocí natáčivých klapek, které se řídí pomocí hydraulických válců. Zapalování svíčkou bylo od páté série změněno na zapalování zapalovací předkomorou. Toto zapalování „plamenem“ dovoluje zapálení forsáže do výšky 15 km.

Přehled některých parametrů licenčních motorů

M05 (RD-45,Rolls-Royce Nene) M06 (VK-1)
Stupeň stlačení 4,4 4,4
Tah nominální (kN) 20,01 při 12000 ot/min 24,0 při 11200 ot/min
Tah  maximální  (kN) 22,26 při 12300 ot/min 27,0 při 11560 ot/min
Teplota za turbínou (?C) 695 nomin. 750 maxim. 685 nomin. 720 maxim.
Měrná spotřeba  (kg/kN/h) 108 nomin.  109 maxim. 106 nomin.   107 maxim.
Hmotnost (kg) 808 872