Tumanski R-29
| R-29 | |
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| Tumansky R-29-300 en exhibición en el Deutsches Museum Flugwerft Schleissheim | |
| Tipo | Turborreactor |
| Fabricante | Tumansky , UMPO, MMP Chernyshev, AMNTK Sojuz |
| Primera ejecución | 1972 |
| Aplicaciones principales | MiG-23 |
| Desarrollado a partir de | Tumanski R-27 |
| Desarrollado en | Tumanski R-35 |
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El Tumansky R-29 es un motor de avión turborreactor soviético que se desarrolló a principios de la década de 1970. [1] Generalmente se lo describe como parte de la "tercera generación" de motores de turbina de gas soviéticos que se caracterizan por altas relaciones empuje-peso y el uso de refrigeración por aire de turbina . [2]
Variantes
- R-29-300
Variante original. Utilizada en el MiG-23MF y variantes relacionadas. [3]
- R-29B-300
Variante simplificada del motor destinado al MiG-27 . [3]
- R-29PN
Variante avanzada que reemplazó al modelo -300 en aviones no exportados. [3]
- R-29BS-300
Variante con caja de cambios modificada. Se utilizó en varias variantes de exportación del Sukhoi Su-17 . [3]
- Jatchaturov R-35-300
Versión desarrollada utilizada en variantes posteriores del MiG-23.
- Shenyang WP-15
Copia china de ingeniería inversa del R-29-300. [4]
Aplicaciones
- IAR 95 (Aplicación prevista)
- Mikoyan-Gurevich MiG-23
- Mikoyan MiG-27
- Chengdu J-10 (Prototipo)
- Shenyang J-13 (Aplicación prevista)
- Sukhoi Su-22
Especificaciones (R-29-300)
Datos de [5]
Características generales
- Tipo: Turborreactor
- Longitud: 4.953 mm (195,0 pulgadas)
- Diámetro: 912 mm (35,9 pulgadas)
- Peso en seco: 1.880 kg (4.140 lb)
Componentes
- Compresor: Dos carretes, cinco etapas de baja presión, seis etapas de alta presión (axial)
- Cámaras de combustión : anulares
- Turbina : de dos etapas de alta presión, de una etapa de baja presión
Actuación
- Empuje máximo :
- 78,48 kilonewtons (17.640 lbf ) de potencia militar completa (seca)
- 112,81 kilonewtons (25.360 lbf ) con postcombustión potenciada (modo CSR, altitud < 4.000 metros (13.000 pies))
- Relación de presión general : 12,9:1
- Caudal másico de aire: 105 kg/s
- Temperatura de entrada de la turbina: 1.083 °C
- Consumo específico de combustible : =
- 96,8 kg/(h·kN) (0,95 lb/(h·lbf)) a máxima potencia militar
- 202,76 kg/(h·kN) (2 lb/(h·lbf)) con postcombustión
- Relación empuje-peso : 4,446; 6,119 con postcombustión.
Véase también
Motores comparables
Listas relacionadas
Referencias
Citas
- ^ Gunston 1989, pág. 168.
- ^ Sosounov, VA (1990). El desarrollo de la construcción de plantas motrices para aeronaves en la URSS y el 60.º aniversario del CIAM . 26.ª Conferencia conjunta sobre propulsión de AlAA/ASME/SAE/ASEE, 16-18 de julio de 1990. Orlando, Florida. AIAA-90-2761.
- ^ abcd TMKB Soyuz R29-300 (requiere suscripción) [ enlace muerto permanente ] . Janes Aero Engines. Editado: 1 de abril de 2010. Recuperado: 8 de septiembre de 2010.
- ^ [1] 中国涡喷15A算不算国产航发 曾用于歼10原型机试飞. Sina Militar. Editado: 21 de marzo de 2018. Recuperado: 12 de julio de 2021.
- ^ "Motores turborreactores y turbofán" (PDF) . Consultado el 10 de febrero de 2024 .
Fuentes
- Gunston, Bill. Enciclopedia mundial de motores aeronáuticos . Cambridge, Inglaterra. Patrick Stephens Limited, 1989. ISBN 1-85260-163-9 .
Enlaces externos
- R-29 en leteckemotory.cz (en checo y eslovaco)
