Solovjev D-25 - Soloviev D-25
| D-25V | |
|---|---|
 | |
| Typ | Turboshaft |
| Výrobce | Soloviev Design Bureau |
| První běh | 1954 |
| Hlavní aplikace | Mil Mi-6. |
The Solovjev D-25V je sovětská plynová turbína turboshaft motor pro použití ve velkých vrtulnících. Navrženo a původně vyrobeno společností Soloviev Design Bureau motor se vyrábí od května 1960. Pohonná jednotka se skládá ze dvou motorů spojených s převodovkou o hmotnosti 3 200 kg (7 050 lb).
The PROTI v označení znamená vertoletny (ruština: Вертолетный), pro vrtulníky.
Varianty
- D-25V
- Standardní vrtulník používá produkční motory
- D-25VF
- Dodatečný nulový stupeň kompresoru, výkon 6500 hp (4847 kW)
- D-25VK
- Kombinovaný vrtulový a hřídelový výstupní motor pro Kamov Ka-22 vývoj 5500 hp (4 101 kW)
Aplikace
- Mi-6 helikoptéra
- Mi-10 helikoptéra
- Mi-10K vrtulník „létající jeřáb“
- Mi-12 helikoptéra
- Kamov Ka-22 složený vrtulník
- Jakovlev Jak-60 těžký výtah vrtulník (koncept zrušen během fáze návrhu)
Specifikace (D-25V)
Data z Letecké motory světa 1970.[1]
Obecná charakteristika
- Typ: Jednohřídelový turbohřídelový motor s volnou turbínou
- Délka: 2737 mm (107,8 palce)
- Průměr: 508 mm (20,0 palce) (pouzdro)
- Šířka: 1086 mm (42,8 palce)
- Výška: 1158 mm (45,6 palce)
- Čelní plocha: 0,2 m2 (2,2 čtverečních stop)
- Suchá hmotnost: 1200 kg (2600 lb)
Součásti
- Kompresor: Devítistupňový axiální tok
- Spalovače: 12komorová kanyla
- Turbína: Jednostupňová turbína kompresoru, dvoustupňová turbína s volným výkonem
- Typ paliva: Paliva na bázi leteckého petroleje, jako např Jet A, Jet A-1, JP-4
- Olejový systém: Tlakový nástřik při 4,7 baru (68 psi) se zpětným tokem
Výkon
- Maximální výstupní výkon:
- Vzletový výkon: 5 500 SHP (4 100 kW) (ekvivalent) hladina moře do 3 000 m (9 800 ft) při 8 300 volných otáčkách turbíny za minutu
- Cestovní síla: 4700 SHP (3500 kW) (ekvivalent) při 3000 m (9 800 ft) při 8 300 volných otáčkách turbíny za minutu
- Celkový tlakový poměr: 5.6:1
- Hmotnostní tok vzduchu: 58 lb / s (26 kg / s) při 9 950 ot./min
- Vstupní teplota turbíny: 1103 K (1526 ° F; 830 ° C)
- Specifická spotřeba paliva: 0,639 lb / SHP / h (0,1080 kg / kW / ks) (ekvivalent)
- Poměr výkonu k hmotnosti: 3,42 kW / kg (2,08 SHP / lb)
Viz také
Srovnatelné motory
Související seznamy
Reference
- ^ Wilkinson, Paul H. (1970). Letecké motory světa 1970 (22. vydání). Londýn: Paul H. Wilkinson. str. 223.
Další čtení
- Gunston, Bill (1989). Světová encyklopedie leteckých motorů (2. vyd.). Cambridge, Anglie: Patrick Stephens Limited. str. 164. ISBN 978-1-85260-163-8.
- Taylor, John W.R., ed. (1972). Jane's all the world's aircraft 1972–73. London: Sampson Low, Marston & Co. Ltd. str. 752. ISBN 978-0354001090.