Kuznetsov NK-12

El Kuznetsov NK-12 es un motor turbohélice soviético de la década de 1950, diseñado por la oficina de diseño Kuznetsov . El NK-12 impulsa dos grandes hélices contrarrotativas de cuatro palas , de 5,6 m (18 pies) de diámetro (NK-12MA) y 6,2 m (20 pies) de diámetro (NK-12MV). Es el motor turbohélice más potente que ha entrado en servicio.

El diseño que finalmente se convirtió en el turbohélice NK-12 fue desarrollado después de la Segunda Guerra Mundial por un equipo de científicos soviéticos e ingenieros alemanes deportados bajo el mando de Ferdinand Brandner , que había trabajado anteriormente para Junkers ; la oficina de diseño estaba dirigida por el ingeniero jefe Nikolai D. Kuznetsov. Por lo tanto, el diseño del NK-12 evolucionó a partir de los estudios de turbohélice alemanes de finales de la guerra. Esto comenzó con el desarrollo de posguerra del diseño de turbohélice Jumo 022 en tiempos de guerra que fue diseñado para desarrollar 6.000  shp (4.500 kW), con un peso de 3.000 kg (6.600 lb). El esfuerzo continuó con un motor de 5.000 shp (3.700 kW), con un peso de 1.700 kg (3.700 lb), completado en 1947. La evolución al motor TV-12 de 12.000 shp (8.900 kW) requirió un uso extensivo de nuevas aleaciones desarrolladas por los soviéticos y se completó en 1951.

El NK-12 es el motor turbohélice más potente que ha entrado en servicio, por delante del Europrop TP400 (en 2005). Otro motor de tamaño similar, el Pratt & Whitney T57 con 15.000 shp (11.000 kW) y 5.000 lbf (22 kN) de empuje a chorro, funcionó 3.100 horas antes de ser cancelado en 1957. ^{[1] [2]} El NK-12 propulsa al bombardero Tupolev Tu-95 y sus derivados como el avión de patrulla marítima Tu-142 y el avión de pasajeros Tupolev Tu-114 (con NK-12MV), que todavía ostenta el título de avión de hélice más rápido del mundo a pesar de haber sido retirado del servicio en 1991. También propulsó al Antonov An-22 Antei (con NK-12MA), el avión más grande del mundo en ese momento, y varios tipos de naves de asalto anfibio, como el A-90 Orlyonok " Ekranoplan ".

El motor tiene un compresor de flujo axial de 14 etapas, que produce relaciones de presión entre 9:1 y 13:1 según la altitud, con álabes guía de entrada variables y válvulas de descarga para la operatividad del motor . El sistema de combustión utilizado es de tipo canular: cada tubo de llama está montado centralmente en un inyector aguas abajo que termina en una región secundaria anular. Las hélices contrarrotativas y el compresor son impulsados ​​por la turbina axial de cinco etapas. El flujo másico es de 65 kg (143 lb) por segundo. ^[3]

Datos de Alexandrov

NK-12

12.500 CV (9.300 kW), modelo de desarrollo inicial, utilizado en el Tupolev Tu-95 y el Tupolev Tu-116

NK-12M

12.000 CV (8.950 kW), utilizados en el Tupolev Tu-114

NK-12MV

14.795 hp (11.033 kW), ^[4] hélices AV-60 de 5,6 m de diámetro (18 pies 4 pulgadas; 560 cm; 220 pulgadas), utilizadas en el Tupolev Tu-95 , Tupolev Tu-126 y Tupolev Tu-142

NK-12MA

Hélices AV-90 de 15 001 hp (11 186 kW) y 6,2 m de diámetro (20 pies 4 pulgadas; 620 cm; 244 pulgadas), utilizadas en el Antonov An-22

NK-12MK

Hélices de 14.795 hp (11.033 kW) y 5,6 m de diámetro (18 pies 4 pulgadas; 560 cm; 220 pulgadas), construidas con materiales resistentes a la corrosión, utilizadas en el A-90 Orlyonok

NK-12MP

14.795 hp (11.033 kW), ^[5] versión modernizada utilizada en el Tupolev Tu-95 MS y el Tupolev Tu-142 M

NK-12MPM

Versión mejorada del NK-12MP que desarrolla más potencia, produce la mitad de vibración y está emparejado con la hélice Aerosila AV-60T; reemplaza el motor NK-12MP y la hélice AV-60K en el Tupolev Tu-95 MS ^[6]

• A-90 Orlyonok
• Antonov An-22
• Túpolev Tu-95
• Túpolev Tu-114
• Túpolev Tu-116
• Túpolev Tu-126
• Túpolev Tu-142

Datos de Motores de aeronaves del mundo 1970, ^[7] Especificaciones de turboejes/turbohélices civiles ^[8]

• Tipo: Motor turbohélice
• Longitud: 6 m (20 pies)
• Diámetro: 1.150 mm (45 pulgadas)
• Peso seco: 2.900 kg (6.400 lb)

• Compresor: flujo axial de 14 etapas
• Cámaras de combustión : 12 cámaras de combustión
• Turbina : turbina axial de 5 etapas
• Tipo de combustible: queroseno de aviación como JP-4 / especificación soviética T-1 o T-2
• Sistema de aceite: Pulverización a presión a 5,9 bar (85 psi)

• Potencia máxima de salida: 11.000 kW (15.000 shp) (equivalente) / 11.000 kW (14.750 shp) + 2,78 kN (625 lbf) a 9.250 rpm
• Relación de presión general : 13:1 a 9250 rpm
• Flujo de masa de aire: 65 kg/s (140 lb/s) a 9250 rpm
• Temperatura de entrada de la turbina: 1.250 K (980 °C)
• Consumo específico de combustible : 0,219 kg/kWh (0,360 lb/(hp⋅h))
• Relación potencia-peso : 3,7 kW/kg (2,3 hp/lb)

Listas relacionadas

• Lista de motores de aeronaves

• ciad.ssau.ru - Imagen
• airventure.de - Imagen, museo finlandés
• "Propfans: Clase de empuje > 10000 kgf: Características técnicas". Aerosila . Archivado desde el original el 15 de octubre de 2017.