Pobierz Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników ... i więcej Publikacje w PDF z Geometria tylko na Docsity!

BIULETYN WAT V OL. LVIII, N R 2, 2009

Analiza porównawcza osiągów turbinowych

silników odrzutowych samolotów bojowych

obecnie użytkowanych w RP

ADAM KOZAKIEWICZ

Wojskowa Akademia Techniczna, Wydział Mechatroniki, Instytut Techniki Lotniczej, 00-908 Warszawa, ul. S. Kaliskiego 2

Streszczenie. Artykuł przedstawia analizę osiągów zespołów napędowych samolotów wielozada- niowych, obejmuje ona między innymi współczynniki strat samolotów jedno- i dwusilnikowych. Dokonano oceny silników eksploatowanych w Siłach Powietrznych RP na samolotach F-16C, MiG- i Su-22. Wykonano obliczenia charakterystyki obrotowej silnika RD-33 i uzyskano charakterystyki ciągu silnika, jednostkowego zużycia paliwa, temperatury przed turbiną i stopnia podziału masowego natężenia w funkcji prędkości obrotowej wirnika wysokiego ciśnienia. Przedstawiono również obliczoną charakterystykę prędkościowo-wysokościową, która jest istotna z punktu możliwości wykonywania zadań przez każdy samolot — w tym szczególnie samoloty wielozadaniowe. Słowa kluczowe: turbinowe silniki odrzutowe, efektywność dopalacza, charakterystyka obrotowa silnika Symbole UKD: 621,

1. Wstęp

Zespół napędowy samolotu bojowego stanowi silnik odrzutowy oraz szereg urzą- dzeń i agregatów, które winny zapewnić odpowiedni ciąg niezbędny do wykonywa- nia lotu i zadań samolotu. Podstawowym elementem tego zespołu jest silnik. Od lat pięćdziesiątych podstawowym silnikiem wykorzystywanym w samolotach bojowych jest turbinowy silnik odrzutowy, który w pierwszym okresie był jednowirnikowy jednoprzepływowy, a obecnie jest to silnik z zasady dwuwirnikowy dwuprzepływowy. Wprowadzenie silników turbinowych związane było z potrzebą uzyskiwania dużych prędkości i wysokości lotu, co przedstawia rysunek 1.

(^66) A. Kozakiewicz

Przy wyborze konkretnego silnika (zespołu napędowego) do samolotu bojowego winno brać się pod uwagę jego następujące charakterystyki i cechy: — charakterystyki obrotowe, a zwłaszcza prędkościowe i wysokościowe; — niezawodność i podatność eksploatacyjną; — odporność na uszkodzenia i zniszczenie; — ekonomiczność (koszty zakupu i eksploatacji oraz zużycie paliwa, od któ- rego zależy przede wszystkim zasięg samolotu).

Rys. 1. Obszary zastosowań silników turbinowych śmigłowych i odrzutowych [8]

0,1 0,2 0,3 0,5 0,7 1 2 3 5 7 10 20 Ma

2

3 4

5

6

7

1

20

40

60

80

H [km] Pierwsza prêdkoœæ kosmiczna V (^) k 1 = 7,85 km/s

Ograniczenie ze wzglêdu na si³ê noœn¹

Ograniczenie ze wzglêdu na aerodynamiczne nagrzewanie Ograniczenie ze wzglêdu nawytrzyma³oœæ

Nafta lotnicza Wodór 1 – silniki turbinowe œmig³owcowe i wspomagaj¹ce; 2 – turbinowe silniki œmig³owe; 3 – jedno- i dwuprzep³ywowe turbinowe silniki odrzutowe; 4 – dwuprzep³ywowe turbinowe silniki odrzutowe z dopalaczem; 5 – jednoprzep³ywowe turbinowe silniki odrzutowe z dopalaczem; 6 – uk³ady mieszane turbo-strumieniowe; 7 – hiperdŸwiêkowe silniki strumieniowe.

Oprócz tych podstawowych wymogów istnieje jeszcze jeden bardzo ważny problem konstrukcyjny do rozwiązania w przypadku bojowych samolotów wielo- zadaniowych (jest to także ważny problem dla każdego rodzaju samolotów), czy układ zespołu napędowego ma być jednosilnikowy czy dwusilnikowy. Przez ostatnie pięćdziesiąt lat układy konstrukcyjne jednosilnikowe i dwusilnikowe dla samolotów typu wielozadaniowego, które powstały są ilościowo porównywalne. Część biur konstrukcyjnych preferuje zespoły dwusilnikowe np. Eurofighter, Suchoj (Su-35), McDonell Douglas (F-18), Dassault (Rafale), a część jednosilnikowe SAAB (JAS 39 Gripen). Niektóre, jak Lockhed Martin, budują samoloty w obu konfiguracjach

(^68) A. Kozakiewicz

Tematem niniejszego artykułu jest próba oceny silnika RD-33 samolotu MiG-29, którego schemat ideowy z przebiegiem obliczonych podstawowych pa- rametrów gazodynamicznych (temperatury, ciśnienia i prędkości) przedstawiono na rysunku 3. Porównanie wybranych podstawowych parametrów silnika RD- z F100-PW-229 i AF-21F-3 zawarte są w tabeli 2 i na rysunkach 4-10. Do pod- stawowych parametrów zostały zaliczone ciąg silnika z dopalaniem (Kdp) i bez dopalania (K), masa jednostkowa (mj), temperatura przed turbiną (T* 3 ) i stopień dwuprzepływowości ( m  ). Analiza tych parametrów pokazuje, że pojedynczy silnik RD-33 ustępuje pod względem uzyskiwanej siły ciągu dwóm pozostałym silnikom. Należy jednak pamiętać, że zespół napędowy samolotu MiG-29 składa się z dwóch silników, które zapewniają mu bardzo dobre własności dynamiczne (duży nadmiar ciągu przy dobrej sylwetce aerodynamicznej [1]) i zdwojoną zdolność przeżycia ze względu na napęd. Większa wartość siły ciągu silnika F100-PW-229 związana jest z większą wartością temperatury przed turbiną (T* 3 = 1675K) i większą wartością

masowego natężenia przepływu ( 120 kg s

m  ≈ przy wartości^

kg 77 s

m  ≈ dla silnika

Rys. 3. Schemat dwuprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego z naniesionym przebiegiem zmian podstawowych parametrów gazodynamicznych: 1 — wentylator; 2 — sprężarka wysokiego ciśnienia; 3 — komora spalania; 4 — turbina wysokiego ciśnienia, 5 — turbina niskiego ciśnienia; 6 — dopalacz

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^69

RD-33). W przypadku silnika AŁ-21F-3 przy mniejszej wartości temperatury przed

turbiną ma on większą wartość masowego natężenia przepływu ( 104 kg s

m  ≈ ), co

z podstawowego równania (1) na wartość siły ciągu daje jej większą wartość [8]. Została wykonana analiza wartości ciągu zespołu napędowego do podstawo- wych mas samolotu, tzn. do masy pustego samolotu oraz do masy startowej i masy maksymalnej dla wszystkich trzech samolotów. Wyniki zostały przedstawione w tabeli 2. W przypadku relacji ciąg silnika do masy pustego samolotu widać przewagę silnika F-100-PW-229 (0,0092 kN/kg) nad RD-33 o 4,6%, a w stosunku do AF-21F-3 o 26,5%. Jednak gdy przejdzie się do analizy mas startowych i mas maksymalnych, w tym przypadku widać przewagę samolotu MiG-29 nad dwoma pozostałymi samolotami, ma on większą wartość siły ciągu na jednostkę masy, co daje w przypadku pierwszym (masy startowej do siły ciągu 0,0070 kN/kg) współczynnik większy o 8,7% od F-16C i o 9,6% od samolotu Su-22, w przypadku drugim (masy maksymalnej do ciągu dla 2*RD-33 współczynnik ten ma wartość 0,0060 kN/kg) większy o 31,0% od F-16 i o 32,4% od AF-21F-3.

Rys. 4. Ciąg silnika (D — włączony dopalacz)

0

20

40

60

80

100

120

140

160

180

1 2 3 4 5 6 silniki

ci¹g [kN]

2 ´ RD-33 F100-PW-229 A£-21F-

D

D

D

K = f m c ( ^ , 5 (^) , VH , p 5 (^) , pH , A 5 ), (1)

gdzie: m ^ = f ( ρ, , c A )— masowe natężenie przepływu strumienia;

c 5 (^) = f ( η i ; π; T 3 )— prędkość wypływu spalin z dyszy; VH — prędkość lotu; p 5 — ciśnienie na wyjściu z dyszy silnika; pH — ciśnienie atmosferyczne.

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^71

gdzie: (^) m — stopień podziału masowego natężenia przepływu; ξKS — współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania; π^ — spręż silnika; Δ^ — stopień podgrzania czynnika roboczego; ηs — sprawność procesu sprężania w silniku; ηr — sprawność procesu rozprężania w silniku.

Rys. 5. Ciągi jednostkowe silników (D — włączony dopalacz)

0

0,

0,

0,

0,

1

1,

kj kjd kj kjd kj kjd RD-33 F100-PW-229 A£-21F-

kj[kN*s/kg]

D D^ D

Do analizy strony ekonomicznej pracy turbinowych silników odrzutowych wykorzystuje się jednostkowe zużycie paliwa cj (2), które jest podstawą do obli- czania długotrwałości i zasięgu lotu w założonych warunkach lotu i pracy silnika. Jednostkowe zużycie paliwa jest funkcją złożoną, na którą najbardziej istotny wpływ wywiera stopień podziału masowego natężenia przepływu m (rys. 6), współczynnik wydzielenia ciepła ξKS w komorze spalania, stopień podgrzania czynnika roboczego Δ*^ oraz sprawność procesu sprężania ηs powietrza i rozprę- żania ηr w danym silniku. W przypadku tych trzech silników najmniej ekonomiczny okazuje się silnik AŁ-21F-3 (rys. 7), gdyż potrzebuje na poziomie 0,90 kg paliwa, silnik RD-33 0,76 kg a F-100-PW-229 0,74 kg paliwa do wytworzenia siły 1 daN w ciągu jednej godziny lotu. Widać tu wyraźną przewagę obu dwuprzepływowych silników nad silnikiem jednoprzepływowym AŁ-21F-3, wynikającą między innymi z faktu, że zwiększanie stopnia podziału masowego natężenia przepływu zwiększa ekonomiczność tur- binowych silników odrzutowych [4, 5]. Należy zwrócić uwagę, że przy większym

(^72) A. Kozakiewicz

Rys. 6. Zależność jednostkowego zużycia paliwa na tle współczynnika podziału masowego natężenia przepływu

0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 m [–]

cj [kg/daNh] M82-2 M53-P F404-GE- RM-

RD-33K RD- EJ- F100-PW-

stopniu dwuprzepływowości silnika RD-33 ( m = 0,47) posiada większe zużycie paliwa aniżeli F-100-PW-229, który posiada mniejszy stopień dwuprzepływowości ( m = 0,36) należy sądzić, że jest to konsekwencją gorszych sprawności zespołu sprężarkowego. Na zakresie dopalania silnik RD-33 potrzebuje 2,05 kg/daNh pa- liwa a F-100-PW-229 porównywalną wartość paliwa równą 2,09 kg/daNh i prze- wyższają pod tym względem jednoprzepływowy silnik AŁ-21F-3, który potrzebuje 1,9 kg/daNh paliwa, lecz różnice te nie są aż tak istotne ze względu na krótkotrwałość

Rys. 7. Jednostkowe zużycie paliwa

0,76 0,

0,

2,05 2, 1,

0

0,

1

1,

2

2,

RD-33 F-100-PW-229 A£-21F-

jednostkowe zu¿ycie paliwa na zakresie maksymalnym jednostkowe zu¿ycie paliwa na zakresie dopalania cj/cjdp [kg/daN*h]

(^74) A. Kozakiewicz

Rys. 9. Schemat remontów silnika RD-33 i F100-PW-229, gdzie przyjęto: 1R, 2R, 3R — pierwszy, drugi i trzeci remont silnika; WS — wymiana silnika; WD — wymiana dopalacza; WD + CG — wymiana dopalacza i części „gorących” silnika

RD-

F100-PW-

0

0

400

1 R 800 1200

960

2 R 3 R 1600

WS (^2000 2400 2800 )

1720 2580 3200

1 R 2 R 3 R WS

[ h ] WD WD+CG WD

z zespołu napędowego samolotu F-16C i biorąc pod uwagę czas pracy obu zespo- łów napędowych przez około 3200 godzin, daje to w konsekwencji większe koszty remontów silników RD-33 rzędu 18 mln $ [9]. Zawansowanie technologiczne bardzo dobrze ilustruje parametr jednostko- wy, tzw. masa jednostkowa silnika, która wiąże dwa istotne parametry jak ciąg i masę silnika. Współczynnik określa konieczną masę silnika do wytworzenia jednostkowej wartości siły ciągu. Na zakresie bez dopalania w przypadku RD- (rys. 10) przypada 0,19 kg masy konstrukcji silnika na 1 daN siły ciągu, dla F-100- -PW-229 jest to masa 0,21 kg, natomiast dla AŁ-21F-3 0,22 kg. Widać wyraźnie, że najbardziej korzystną relację ma silnik RD-33, bo z punktu widzenia optyma- lizacji konstrukcji zespołu napędowego jesteśmy zainteresowani jak najmniejszą wartością masy jednostkowej silnika. Ze względu na rozwój nowych materiałów, technologii i systemów projektowania CAD/CAM/CAE uzyskuje się mniejsze war- tości mas silników, co wiąże się również z liczbą elementów silnika (np. silnik Rolls Royce Spey do samolotu Phantom miał 17 stopni sprężarki (spręż sprężarki 20,0),

Rys. 10. Masa jednostkowa

0,

0,

0,

0,13 0,

0,

0

0,

0,

0,

0,

0,

RD-33 F-100-PW-229 A£-21F-

masa jednostkowa na zakresie maksymalnym masa jednostkowa na zakresie dopalania mj/mjdp [kg/daN]

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^75

silnik RB.199 do samolotu Tornado ma już tylko 12 stopni (spręż sprężarki 23,0), a w przypadku najnowszego produktu europejskiego, jakim jest silnik EJ200 do samolotu Eurofighter, liczba stopni zmalała do ośmiu przy sprężu sprężarki 26,0. Występuje zauważalna tendencja, wraz z upływem lat produkcji silników, do spadku wartości ich masy jednostkowej (rys. 11).

Rys. 11. Zmiana masy jednostkowej w funkcji roku wprowadzenia silnika do eksploatacji

0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0, 0,

mj [kg/daN]

1970 1975 1980 1985 1990 1995 rok

SN M53-

P&W F-

SN M53-P

GE F-404 GE F- GE RM- SN M88- EJ SN M88-

2. Opis konstrukcji silnika RD-

Na początku 1970 roku rozpoczęto w ZSRR pracę nad nowym dwuprzepły- wowym turbinowym silnikiem odrzutowym w zakładach im. Klimowa w Sankt Petersburgu dla dwusilnikowego zespołu napędowego samolotu MiG-29 ze wspólną zewnętrzną skrzynką agregatów i z indywidualnie regulowanym dla każdego silnika naddźwiękowym wlotem powietrza [2]. Pierwsze egzemplarze charakteryzowały się dużą zawodnością i krótką żywotnością wynoszącą około 25 h, związane było to z problemami technologicznymi, które udało się pokonać na początku lat 80. i silnik RD-33 przeszedł badania kwalifikacyjne w roku 1984. Produkcję seryjną rozpoczęto w Moskiewskich Zakładach im. W. W. Czernyszewa i w Omskich Zakładach im. P. I. Baranowa. W 1994 r. przeprowadzono modyfikację RD-33 do wersji RD-33N (wprowa- dzono dolne położenie agregatów), celem przedstawienia go jako oferty do zasto- sowania w samolotach innych producentów (zachodnich). W tym samym roku przeprowadzono pomyślne testy na francuskim samolocie Miraż F-1 w zastępstwie silnika firmy SNECMA ATAR 9K-50. Najnowsza wersja silnika RD-33 występuje pod oznaczeniem RD-33MK ma ona ulepszoną sprężarkę, nowy system sterowania i ciąg zwiększony na zakresie

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^77

niekorzystne są procesy zachodzące na ostatnich stopniach, gdzie następuje wzrost prędkości strumienia i kątów napływu, co powoduje spadek sprawności ostatnich stopni. Na pierwszych stopniach sytuacja jest nie mniej niekorzystna, związana jest bowiem ze spadkiem kąta napływu, co prowadzi do intensywnych oderwań na powierzchni wypukłej łopatki i wchodzenia pierwszych stopni w zakresy pra- cy niestatecznej. Sytuacja ta może występować przy podchodzeniu samolotu do lądowania przy wysokich temperaturach otoczenia. Następnym podzespołem jest pierścieniowa komora spalania. Wyposażona jest w 24 wtryskiwacze połączone w jednolity kolektor. Strumień spalin trafia na jednostopniową chłodzoną turbinę wysokiego ciśnienia i jednostopniową chłodzoną turbinę niskiego ciśnienia. Maksymalna dopuszczalna temperatura całkowita na wyjściu z komory spalania przed turbiną wynosi 1527 K na zakresie maksymalnym, lecz pomiar temperatury odbywa się w przekroju za turbiną niskiego ciśnienia i ona nie powinna przekraczać temperatury 1083 K (jest to uśredniona temperatura uzyskiwana za pomocą termopar w układzie pomiarowym silnika). Przedostatnim elementem zespołu silnika jest mieszalnik, w którym następuje połączenie strumienia kanału wewnętrznego i zewnętrznego. Układ mieszalnika rozbudowany jest w trzy stopnie kolektora paliwa, co tworzy układ dopalacza. Komora dopalacza zakończona jest regulowaną dyszą zbieżno-rozbieżną, której zadaniem jest uzyskanie pełnego rozprężenia spalin w przekroju wylotowym, co maksymalizuje wartość ciągu silnika. W silniku zastosowano elektrohydrauliczne systemy sterowania. Interesującym doświadczeniem w zakresie eksploatacji zespołu napędowego samolotu MiG-29 było włączenie tych samolotów do Sił Powietrznych RFN i wpro-

Rys. 12. Schemat ideowy sprężarki z nastawnymi łopatkami wieńców kierownic: 1 — tarczowo-bęb- nowy układ nośny zespołu wirnikowego; 2 — kadłub sprężarki z nieruchomymi palisadami łopatek; 3 — nastawne wieńce kierownic

3 2

1

(^78) A. Kozakiewicz

wadzenia ograniczenia w pracy silników RD-33 poprzez ograniczenie prędkości obrotowej o 7%, co dało obniżenie temperatury przed turbiną, związane było to z przejściem na eksploatację silnika na zakres szkolny. Następstwem tych czynności według dostępnych danych literaturowych [3] było wydłużenie resursu silnika z 400 do 1600 godz. Należy sądzić, że było to okupione sporym obniżeniem osiągów silnika.

3. Obliczenia gazodynamiczne RD-

Zostały wykonane obliczenia charakterystyk silnika RD-33. Pierwszą charak- terystyką jaką obliczono jest charakterystyka obrotowa (rys. 13). W przypadku dwuprzepływowych turbinowych silników odrzutowych na przebieg tej charak- terystyki ma istotny wypływ kanał zewnętrzny w sposób bezpośredni i pośredni. Wpływ bezpośredni związany jest z wartością strumienia płynącego przez kanał zewnętrzny co obrazuje krzywa m = f n ( (^) HP ).Zmiana stosunku wartości strumienia powietrza w kanale zewnętrznym do wartości strumienia w kanale wewnętrznym nie wpływa na przebieg zmian temperatury przed turbiną (^) ( ) T 3 * , a jedynie wywiera wpływ na wartość ciśnienia całkowitego i temperatury w dyszy wylotowej w funkcji prędkości obrotowej, co znajduje odbicie w wartości ciągu całego silnika, którego przebieg został przedstawiony na wykresie. Przy maksymalnej prędkości obrotowej (n (^) HP = 15 539 obr./min.) uzyskano ciąg maksymalny Kmax = 48,5 kN przy tem- peraturze przed turbiną T 3 * = 1539 K.. Różnica względna między danymi lite- raturowymi a uzyskaną w obliczeniach wartością ciągu wynosi 3,0%, co można uznać za wynik zadowalający. Wartość jednostkowego zużycia paliwa uzyskana z obliczeń wynosi na zakresie max 0,78 kg/daN*h, różni się ona o 2,7% od wartości

Rys. 13. Charakterystyka obrotowa silnika RD-

n (^) wc [10 3 obr./min]

(^80) A. Kozakiewicz

Minimalne uzyskane parametry odpowiadają sprężowi π* (^) w^ = 1,1i m  =27,0 kg / s. Również równanie masowego natężenia przepływu (8) można wykorzystać do wyznaczenia sprężu wentylatora za pomocą równania (10).

2 0,1^1

• 1 0,2 2

n n wl II II s

A

A

ρ π ρ σ

⎡ ⎤^ +

gdzie: σ (^) s — współczynnik strat ciśnienia spiętrzenia; A 1 , A2II — pole przekroju wejściowego i wyjściowego z wentylatora; ρ0,1 ; ρ0,2II — względna gęstość masy powietrza w przekroju wlotowym i wylotowym wentylatora.

Istotną charakterystyką turbinowych silników odrzutowych jest charakterystyka prędkościowo-wysokościowa K = f(Ma) (rys. 14), która zależy od wielu parametrów (1), między innymi od parametrów obiegu silnika w tym szczególnie od sprężu silnika (11), który wpływa na masowe natężenie przepływu (8) poprzez wartości ciśnienia całkowitego w silniku.

Rys. 14. Charakterystyka prędkościowo-wysokościowa silnika RD-

1 km 2 km

0 km

3 km 4 km 5 km 6 km 7 km 8 km

0 0,25 0,5^ 0,75 1,00 1,25^ 1,50 1, Ma [–]

20

30

40

50

60

70

80

K [kN]

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^81

• (^1)
• • (^288 1 1) 0, 2 2 ,

k S k S H

e Ma T

π σ

⎡ − ⎤^ −

gdzie:

*^1

• (^) ;

kk es π s

−

π*^ — spręż silnika.

Ze wzrostem prędkości lotu na określonej wysokości lotu przy stałej prędkości obrotowej i stałej temperaturze otoczenia następuje wzrost masowego natężenia przepływu powietrza przez silnik — przy małych prędkościach zmiany są nieznacz- ne. W obszarach dużych prędkości następuje intensywniejszy przyrost masowego natężenia przepływu. Ze względu na przyrost prędkości lotu maleje różnica ΔW pomiędzy prędkością wypływu spalin z dyszy (c 5 ) a prędkością lotu (VH), co stanowi, zgodnie z równaniami Eulera (12), główny element wpływający na tworzenie siły ciągu w turbinowych silnikach odrzutowych.

∑ K^ =^ ∑^ ( mc^5^ − mVH ),

G G G

gdzie: ∑ K

G

— wypadkowa siła ciągu; m — masa strumienia; VH ; c 5

G G

— prędkości na wejściu i wyjściu z układu.

Różnica ta najszybciej maleje w obszarze małych prędkości (Ma = 0,0÷0,4) i bardzo dużych prędkości (Ma > 2,0), co przedstawia rysunek 15. W obszarze średnich prędkości (Ma = 0,4÷1,6) zmiany tych wartości są nieznaczne, a w przy-

Rys. 15. Zmiana względnej wartości różnicy prędkości w funkcji liczby Ma, gdzie: w = Δ w / c 5

1,

1,

0,

050

1,00 2,00 Ma

W

Analiza porównawcza osiągów turbinowych silników odrzutowych...^83

[3] P. Butowski, MiG-29 — Trzydzieści lat później, Lotnictwo, 11, 2007. [4] P. Dzierżanowski i in., Turbinowe silniki odrzutowe, WKiŁ, Warszawa, 1983. [5] П. К. Казанджан, Tеория авиационных двигателей, Машиностроение, Москва, 2000. [6] A. Kozakiewicz, Analiza zespołu napędowego samolotu F-16C, Systemy przeciwlotnicze i obrony powietrznej, praca zbiorowa, Olszanica, 2007. [7] A. Kozakiewicz, R. Chachurski, P. Zalewski, J. Błaszczyk, Silniki samolotów wojskowych, Systems Jurnal of Transdisciplinary Systems Science, vol. 9, Speccial ISSUE, 2, 1, 2004. [8] С. М. Шляхтенко, Tеория и расчет воздушно-реактивных двигателей, Машиностроение, Москва, 1987. [9] S. Szczeciński, W. Balicki, Wyzwania współczesności a rozwój napędów lotniczych, Przegląd Sił Powietrznych, 06, 2006.

A. KOZAKIEWICZ

Comparative analysis of turbojet performance of combat aircraft used in Polish Air Force Abstract. This paper presents the analysis of performance of combat aircraft engines, including losses coefficients for single and double engines. Assessment of the engines used in the aircraft F-16C, MiG-29, and Su-22 engines in Polish Air Force has been made. Some rotated characteristic of RD- engine and characteristics of engine trust, specific fuel consumption, temperature before a turbine and a bypass ratio were calculated. Also the calculated speed-altitude characteristic, very important for each plane tasks and especially combat aircraft tasks, was presented. Keywords: jet turbine engine, effectiveness afterburner, rotated characteristic engine Universal Decimal Classification: 621,