Eine Tumanski-Strahlturbine mit Nachbrenner. Drei Triebwerksmuster (R-11, R-13 und R-25) mit mehreren Modifikationen für die verschiedenen MiG-21-Ausführungen. Hier kann man sich einen Eindruck vom Triebwerksgeräusch machen.
Als Zusatzantrieb zwei Starthilfsraketen bei sämtlichen Einsatzversionen möglich. Häufig verwendeter Zusatzantrieb: zwei Raketenmotore TTPD von je 22,56 kN.
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Ich beziehe mich hier auf die Triebwerke R-11 oder R-13 der MiG-21M in ihren verschieden Versionen. Der Aufbau war hauptsächlich der gleiche, Unterschiede gab es bei bestimmten Bauteilen und Leistungsdaten. |
| (Foto aus dem Flugplatzmuseum Cottbus) | links: Gesamtansicht von vorn |
Das Triebwerk ist ein Zweiwellen-Einstrom-Triebwerk mit Überschalleingangsteil (verstellbarer Kegel), einem sechsstufigen Verdichter und einer zweistufigen Turbine. Der Verdichter teilt sich auf in einen dreistufigen Niederdruck- und einen dreistufigen Hochdruckverdichter. Das Triebwerk besitzt eine Rohr-Ring-Brennkammer mit 10 Flammrohren. Die 1.Stufe der Überdruckturbine treibt über die äußere Welle den Hochdruckverdichter, die 2.Stufe über die innere Welle den Niederdruckverdichter an. Das Gasaustrittssystem nimmt den regelbaren Nachbrenner auf und endet in einer verstellbaren Schubdüse. Das Triebwerk besitzt eine separate Sauerstoffanlage zum Anlassen in der Luft.
Aus folgenden Gründen waren 5 Schaufeln des 1.Stabilisators hohl
| 1. Luft aus der 6. Verdichterstufe zum Abdichten der Lager und Beheizen der Stirnkappe |
| 2. Druckausgleich für vorderes Lager |
| 3. Schmierstoffrücklauf vom vorderen Lager |
| 4. Antrieb der Schmierstoffabsaugpumpe und Drehzahlgeber |
| 5. Schmierstoffzulauf |
Technische Daten
| Länge mit Schubrohr | 4,60 m |
| Masse: | 1146 kg |
| Luftdurchsatz: | 65,2 kg/s |
| Verdichtungsverhältnis: | 8,9 |
| Durchmesser am Turbinengehäuse | 0,77 m |
| Durchmesser an der Nachbrennerkammer | 0,91 m |
| Durchmesser der Schubdüse bei Nachbrenner max. | < 679 mm |
| Durchmesser der Schubdüse bei Nachbrenner min | < 645 mm |
| Durchmesser der Schubdüse bei Maximalleistung | > 530 mm |
| Leistung | Nachbrenner max. | Nachbrenner min. | Reiseleistung | Standschub |
| spezifischer Kraftstoff-verbrauch | < 2,29 kg/h/kp | < 1,73 kg/h/kp | < 0,93 kg/h/kp | 600 l/h |
| Luftdurchsatz | 65,7 kg/sec | 65,7 kg/sec | ||
| Drehzahl Hochdruckverdichter | 11425 U/min | 94 % | 46,6 % | |
| Drehzahl Niederdruckverdichter | 11205 U/min | 33,5 % | ||
| Abgastemperatur | < 730 °C | < 710 °C | < 420 °C |
| 3.2. Systeme | |
| 3.2.1 Drainagesystem | - Aufgabe: Abführen von nichtverbranntem Kraftsstoff aus der Brennkammer, Drainagekraftstoff aus den Geräten sowie Drainageschmierstoff -und hydraulikflüssigkeit an die Atmosphäre |
| 3.2.2 Feuerlöschsystem | Signalisation eines Triebwerkbrandes und Gewährleistung des Löschens durch den Piloten |
| besteht aus | |
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| 3.2.3 Schmierstoffsystem | Schmierstoffart MK-8P |
| Druck bei Leerlaufdrehzahl am Boden >1 kp/ccm | |
| bei Maximalleistung am Boden 3,5 - 4,5 kp/ccm | |
| bei Maximalleistung in der Luft >3 kp/ccm | |
| Schmierstoffmenge 10,5 - 11,5 Liter | |
| Verbrauch 1,2 - 1,5 Liter/Stunde | |
| Zeit für die Gewährleistungnormaler Triebwerksarbeit bei Unterbrechung der Schmierstoffzufuhr: < 17 Sekunden | |
| 3.2.4 Kraftstoffregelsystem | |
| 3.2.5 Sauerstoffsystem | Verbesserung der Anlassfähigkeit in großen Höhen |
| Anlassen bis H = 10.000 m | |
| Nutzung des Systems am Boden ist verboten - durch Sauerstoffüberschuss Zerstörung des Triebwerkes |
