Motor aeronáutico: Lyulka AL-7

Lyulka AL-7 

 
Motor turborreactor Lyulka AL-7F en el Museo de Aviación de Polonia 


Tipo Turbojet 
Fabricante Lyulka 
Activo desde 1952 
Principales aplicaciones Sukhoi Su-7, Tupolev Tu-28 

El Lyulka AL-7 era un turborreactor diseñado por Arkhip Mijáilovich Lyulka y producida por su oficina de diseño Lyulka. El motor se produjo entre 1954 y 1970. [1] 

Diseño y desarrollo 
El AL-7 tenía flujo de aire supersónico a través de la primera etapa del compresor. El prototipo TR-7 desarrolló de 6.500 kgf (14330 lbf, el 63,7 kN) de empuje y se puso a prueba en 1952, y el motor fue pensado inicialmente para el avión de ataque Ilyushin Il-54. La versión de poscombustión AL-7F fue creado en 1953. En abril de 1956, el prototipo Sukhoi S-1 equipado con AL-7F excedió Mach 2 a 18.000 m (70.900 pies), lo que condujo a la producción de la Su-7 "Fitter" y Su-9 'Fishpot' equipado con este motor. [2] Más tarde, el motor se adoptó para Tu-128 'Fiddler' en 1960, y de misiles de crucero AS-3 'Kangaroo'. El hidroavión jet Beriev Be-10 voló utilizando un AL-7PB sin poscombustión con cuchillas de acero de compresión de acero. 




Especificaciones (AL-7F) 

Características generales 
Tipo: Combustión retardada turborreactores 
Longitud: 
Diámetro: 
Peso en vacío: 2.010 kg (4.400 libras) 
Componentes 
Compresor: 9-etapa axial del compresor 
Rendimiento 
Empuje máximo: 
67,1 kN (15.075 lbf) el poder militar 
98,1 kN (22.050 lbf) con postcombustión 
Relación de presión general: 9.5:1 
Temperatura de entrada a la turbina: 860 ° C (1.580 ° F) 
Consumo específico de combustible: 
95,0 kg / (h · kN) (0,94 kg / (h · lbf)) en la marcha lenta 
98,9 kg / (h · kN) (0,97 kg / (h · lbf)) el poder militar 
229,0 kg / (h · kN) con postcombustión 
Potencia-a-peso: 3,4 

Especificaciones (AL-7F-2) 

Características generales 
Tipo: Turborreactor de combustión retardada 
Longitud: 6,65 m (21,8 pies) 
Diámetro: 1,3 m (4 pies 3 pulgadas) 
Peso en vacío: 2.100 kg (4.600 libras) 
Componentes 
Compresor: 
Rendimiento 
Empuje máximo: 
75,0 kN (16.900 lbf) el poder militar 
107,9 kN (24.300 lbf) con postcombustión 
Relación de presión general: 9.3:1 
Temperatura de entrada a la turbina: 930 ° C (1.710 ° F) 
Consumo específico de combustible: 
98,9 kg / (h · kN) (0,97 kg / (h · lbf)) el poder militar 
204,0 kg / (h · kN) con postcombustión 

Notas 
1. Gunston 1989, p.100. 
2. Green, William and Gordon Swanborough. The Great Book of Fighters. St. Paul, Minnesota: MBI Publishing, 2001. ISBN 0-76031-194-3. 

Bibliografía 
Gunston, Bill. World Encyclopedia of Aero Engines. Cambridge, England. Patrick Stephens Limited, 1989. ISBN 1-85260-163-9 

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