Pratt & Whitney J58 - Pratt & Whitney J58

J58
Pratt & Whitney J58.jpg
Silnik J58 na wystawie w Evergreen Aviation & Space Museum
Rodzaj Silnik turboodrzutowy
Pochodzenie narodowe Stany Zjednoczone
Producent Pratt i Whitney
Pierwszy bieg 1958
Główne zastosowania Lockheed A-12
Lockheed SR-71

Pratt & Whitney J58 (oznaczenie spółka JT11D-20 ), amerykański silnik odrzutowy , który zasilany z Lockheed A-12 , a następnie YF-12 i SR-71 samolotów. Był to silnik turboodrzutowy z dopalaniem z unikalnym odpowietrzaniem sprężarki do dopalacza, który zapewniał zwiększony ciąg przy dużych prędkościach. Ze względu na szeroki zakres prędkości samolotu silnik potrzebował dwóch trybów pracy, aby przenieść go ze stacjonarnego na ziemi do 2000 mph (3200 km/h) na wysokości. Był to konwencjonalny turboodrzutowiec z dopalaniem do startu i przyspieszania do 2 Machów, a następnie używał stałego upustu sprężarki do dopalacza powyżej Mach 2. Sposób, w jaki silnik pracował podczas rejsu, skłonił go do określenia „działającego jak turboodrzutowiec ”. Został również opisany jako turboramjet na podstawie błędnych stwierdzeń opisujących maszynę wirnikową jako całkowicie ominiętą.

Osiągi silnika, które przez wiele lat spełniały wymagania misji dla CIA i USAF, zostały później nieco zwiększone do prac eksperymentalnych NASA (przenoszenie zewnętrznych ładunków na dachu samolotu), które wymagały większego ciągu, aby poradzić sobie z większym oporem samolotu.

Rozwój

Początki

J58, oznaczenie firmy JT11, wywodzi się z większego silnika JT9 (J91). Był to JT9 w skali 3/4 o przepływie masowym 300 funtów/s (140 kg/s), w porównaniu z 400 funtów/s (180 kg/s). JT11 został początkowo zaproponowany marynarce wojennej USA pod oznaczeniem marynarki wojennej J58. Proponowano go również dla różnych samolotów Marynarki Wojennej i Sił Powietrznych, np. Convair F-106 , North American F-108 , Convair B-58C , Vought XF8U-3 Crusader III oraz North American A3J Vigilante . Żaden z tych wniosków nie był rozpatrywany.

J58 został początkowo opracowany dla Marynarki Wojennej Stanów Zjednoczonych do zasilania planowanej wersji odrzutowej łodzi latającej Martin P6M . P6M zaczął od silników Allison J71-A-4, a następnie przeszedł na Pratt & Whitney J75 , ponieważ J58 nie był gotowy z powodu problemów rozwojowych. Po anulowaniu tego samolotu został wybrany do Convair Kingfish oraz Lockheed A-12 , YF-12A i SR-71 . Inne źródła wiążą jego pochodzenie z zapotrzebowaniem USAF na zespół napędowy dla WS-110A, przyszłego XB-70 Valkyrie .

Przeprojektowanie dla Mach 3.2

J58 na pełnym dopalaczu, pokazując diamenty uderzeniowe

Prognozy analityczne dotyczące osiągów oryginalnego J58 wykazały, że przy 2,5 Macha „ciśnienie na wylocie było równe ciśnieniu wlotowemu, sprężarka była mocno napięta, a do wkładki dopalacza nie było chłodnego powietrza, które mogłoby się stopić”.

Pierwszy problem był spowodowany zbyt wysoką temperaturą zasilania sprężarki, która nie pozwalała na dodanie wystarczającej ilości energii do komory spalania silnika, aby zapewnić jakikolwiek ciąg z generatora gazu. Całe ciśnienie wytwarzające ciąg w rurze odrzutowej pochodziło z tarana, podobnie jak w przypadku silnika strumieniowego, a żadne z generatora gazu. Paliwo do ciągu można było dodawać jedynie w dopalaczu, który stał się jedynym źródłem ciągu silnika. Prędkość, przy której generator gazu nie wytwarza ciągu, zostałaby zwiększona z około 2,5 Macha do około 3 Macha dzięki opatentowanym zmianom konstrukcyjnym opisanym poniżej. Powyżej tej prędkości generator gazu stałby się elementem ciągnącym przy Mach 3,2 ze stosunkiem ciśnienia 0,9. Nawet minimalny dopalacz nie zrównoważyłby oporu. Efekt został opisany jakościowo przez projektanta wlotu Lockheed, Davida Campbella „..z minimalnym dopalaczem silnik ciągnąłby się na mocowaniach silnika przy wysokich liczbach Macha”.

Druga była spowodowana tym, że sprężarka próbowała działać przy zbyt niskiej skorygowanej prędkości w obszarze swojej mapy sprężarki, znanym jako „pozaprojektowanie”. Trzeci był spowodowany chłodzeniem kanału dopalacza zbyt gorącymi spalinami turbiny.

Patent US 3344606 opisuje zmiany w silniku, które rozszerzyły jego możliwości do 3,2 Macha. Obejmowały one skierowanie 20% powietrza wlotowego sprężarki po czwartym stopniu sprężarki bezpośrednio do dopalacza przez sześć zewnętrznych rur. Pozwoliło to na prawidłową pracę kompresora z odpowiednim marginesem przepięć i zwiększonym przepływem powietrza do kompresora. Część zwiększonego przepływu opuściła sprężarkę po 4 stopniu jako obejście do dopalacza, a część opuściła ostatni stopień sprężarki przez wcześniej zatkany obszar. Zwiększony przepływ powietrza dawał większy ciąg. Łopatki kierujące wlotu zostały zmodyfikowane za pomocą klap na krawędzi spływu, aby zmniejszyć trzepotanie łopat i zapobiec ich zmęczeniu. Dopalacz chłodzono powietrzem upustowym, które było o 400°F (220°C) chłodniejsze niż spaliny z turbiny. Nie cały tlen w powietrzu upustowym był dostępny do spalania, ponieważ większość powietrza upustowego była kierowana do osłony chłodzącej przed wejściem do komory dopalacza w celu dogrzania. Ulepszone chłodzenie dopalacza pozwoliło na wyższą temperaturę płomienia, co dało większy ciąg.

Silnik został całkowicie przeprojektowany, z wyjątkiem definicji aerodynamicznych sprężarki i turbiny, tak aby mógł pracować niezawodnie przez dłuższy czas w niespotykanych temperaturach, nie tylko wewnątrz silnika, ale także wokół obudowy, w której znajdują się elementy sterujące, akcesoria, przewody elektryczne i paliwo oraz zlokalizowano rurki olejowe.

Startowy

W okresie eksploatacji samolotu A-12, YF-12 i SR-71 zastosowano dwie metody rozruchu: wózek rozruchowy AG330 z dwoma silnikami spalinowymi Buick Wildcat V8 napędzający wspólny wał wyjściowy oraz sprężone powietrze za pomocą małego rozrusznika adapter. Metoda startu pneumatycznego wyparła uciążliwe „Buicks”, gdy dostępne stały się źródła sprężonego powietrza.

Paliwo

Każdy samolot lecący z prędkością trzykrotnie większą niż prędkość dźwięku znajduje się w trudnym środowisku termicznym, zarówno z powodu nagrzewania tarcia, jak i stagnacji tarana. Paliwo było jedynym radiatorem dostępnym dla samolotu i po pochłonięciu 40 000 Btu/min (700 kW), utrzymując wszystko w odpowiednim chłodzie, od załogi po wskaźnik powierzchni dyszy wydechowej, było dostarczane do dysz paliwa w temperaturze 316 °C). Aby poradzić sobie z tymi wysokimi temperaturami, trzeba było opracować nowe paliwo do silników odrzutowych o niskiej prężności par. Opracowano chemiczną metodę zapłonu paliwa, trietyloboranu (TEB), aby dopasować się do jego niskiej lotności. TEB samoczynnie zapala się w kontakcie z powietrzem powyżej -5 °C. Silnik i dopalacz były oświetlane TEB, a dopalacz posiadał również zapalnik katalityczny, który żarzył się w spalinach gorącej turbiny. Każdy silnik prowadzi się pod ciśnieniem azotu uszczelniony pojemnik z 600 cm 3 (20,7 uncji) TEB wystarczający do co najmniej 16 startów uruchomieniu lub dopalacz światła; liczba ta była jednym z czynników ograniczających wytrzymałość SR-71, gdyż po każdym zatankowaniu powietrza dopalacze musiały zostać ponownie zapalone. Gdy pilot przestawił przepustnicę z pozycji cut-off do biegu jałowego, do silnika popłynęło paliwo, a niedługo potem około. 50 cm 3 (1,7 uncji) śrutu TEB wstrzyknięto do komory spalania, gdzie samorzutnie zapalił się i zapalił paliwo zielonym błyskiem. W pewnych warunkach jednak przepływ TEB był utrudniony przez osady koksowe na dyszy wtryskiwacza, utrudniające próby ponownego uruchomienia. Napełnianie zbiornika TEB było niebezpiecznym zadaniem; ekipa konserwacyjna nosiła srebrne kombinezony przeciwpożarowe. Odwrotnie, tankowanie JP-7 było tak bezpieczne, że niektóre prace konserwacyjne samolotu były dozwolone podczas napełniania. Zapłon chemiczny został wybrany zamiast konwencjonalnego zapłonnika ze względu na niezawodność i zmniejszenie złożoności mechanicznej. Zbiornik TEB jest chłodzony przepływającym wokół niego paliwem i zawiera dysk, który pęka w przypadku nadciśnienia, umożliwiając wyładowanie TEB i azotu do dopalacza.

Jedno źródło ciepła musiało zostać opanowane przed wejściem do układu radiatora paliwa. Powietrze z Systemu Kontroli Środowiska (ECS) opuszczające sprężarkę silnika o temperaturze 1230 °F (666 °C) było tak gorące, że najpierw trzeba było użyć powietrza nurnika o temperaturze 760 °F (404 °C). Paliwo płynące ze zbiorników do silników służyło do chłodzenia układów klimatyzacji, płynu hydraulicznego samolotu , oleju silnikowego, oleju dodatkowego układu napędowego, zbiornika TEB oraz przewodów sterujących siłownika dyszy dopalacza.

Materiały

Opracowanie J58 przyniosło ze sobą jedne z najtrudniejszych problemów rozwojowych w dziedzinie metalurgii, jakich do tej pory doświadczyła firma Pratt & Whitney Aircraft, z komponentami działającymi w niespotykanym dotąd poziomie temperatury, naprężeń i trwałości. Nowe techniki produkcji oraz nowe stopy poprawiły właściwości mechaniczne, a powłoki powierzchniowe musiały zostać opracowane w celu ochrony powierzchni komponentów.

Przedwczesne pękanie łopatek i łopatek turbin wykonanych z odlewanego wówczas konwencjonalnie (tj. równoosiowego) Mar-M200, najsilniejszego z odlewanych stopów na bazie niklu, uniknięto dzięki opracowaniu kierunkowo zakrzepłych części odlanych z tego samego materiału. Kierunkowo krzepnięty Mar-M200 stał się najmocniejszym istniejącym wówczas odlewanym materiałem turbinowym i został wprowadzony do silników produkcyjnych. Łopatki turbiny z pojedynczego kryształu odlane w Mar-M200, dające dalszą poprawę właściwości w wysokich temperaturach, zostałyby również opracowane poprzez testy w silnikach J58. Waspaloy był najszerzej stosowanym stopem w silniku, od krytycznych wysokoenergetycznych obrotowych tarcz sprężarek po elementy wykonane z blachy. Chociaż stosowany do tarcz turbin w innych silnikach, nie posiadał wymaganych właściwości dla tarcz turbin J58. Zamiast tego zastosowano Astroloy, najsilniejszy znany superstop na bazie niklu w ówczesnym świecie zachodnim. Waspaloy był również początkowo używany do obudowy dyfuzora, części łączącej sprężarkę z komorą spalania i zawierającej najwyższe ciśnienie w silniku. Pęknięcia spoiny obudowy dyfuzora doprowadziły do ​​wprowadzenia do tej części materiału Inconel 718. Wykładzina dopalacza została napylona ceramiczną powłoką termoizolacyjną, która wraz z powietrzem chłodzącym ze sprężarki umożliwiła ciągłą pracę dopalacza o temperaturze płomienia do 3200 °F (1760℃).

Poprawa wydajności dla NASA

NASA wypożyczyła 2 samoloty SR-71 do prac badawczych. Jeden został zmodyfikowany do testów w locie z silnikiem rakietowym Linear Aerospike i został wyposażony w silniki J58 o wzmocnionym ciągu. Ciąg silnika został zwiększony o 5%, aby zrównoważyć zwiększony opór samolotu. Zwiększony ciąg pochodził z nacisku przepustnicy lub podwyższenia temperatury spalin o 75 ° F (42 ° C). Wzrost był ograniczony przez dopuszczalne skrócenie żywotności łopatek turbiny drugiego stopnia (elementu ograniczającego żywotność) z 400 do 50 godzin. Te same badania nad wzmocnieniem ciągu zastosowane w tej pracy dotyczyły również dodatkowego 5% ciągu z dodatkowego paliwa dopalacza, możliwego dzięki wtryskowi utleniacza (podtlenek azotu). Szybkość podtlenku azotu byłaby ograniczona przez dławienie termiczne dyszy.

Spuścizna

Doświadczenie J58 zostało szeroko wykorzystane w projekcie silnika JTF17 dla Mach 2.7 SST, ze względu na znaczny czas lotu przy Mach 2.7 i wyższym. Był również używany w kolejnych silnikach opracowanych przez Pratt & Whitney, zarówno komercyjnych, jak i wojskowych. Kolejny silnik z dopalaniem, TF-30, zainstalowany w F-111, wykorzystywał zamontowaną na płatowcu wtórną dyszę ze swobodnie pływającymi klapami, podobną do tej stosowanej w SR-71.

Emisje J58 zostały zmierzone w ramach NASA Stratospheric Wake Experiment, w którym przyjrzano się wpływowi na środowisko stosowania silników odrzutowych z dopalaniem w transporcie naddźwiękowym. Silnik został przetestowany w komorze wysokościowej w maksymalnym stanie pełnego dopalania na wysokości 3,0 Macha i 19,8 km.

Projekt

Współczesne rozwiązania kompresorowe do lotu Mach 3

Alternatywne rozwiązania mające na celu zwalczanie niekorzystnego wpływu wysokiej temperatury na wlocie na wydajność aerodynamiczną sprężarki zostały odrzucone przez Roberta Abernethy'ego z patentu Pratt & Whitney. Jedno z tych rozwiązań zostało zastosowane we współczesnej instalacji. GE YJ93/ XB-70 wykorzystywał sprężarkę o zmiennym stojanie, aby uniknąć przeciągnięcia w przedniej i tylnej części.

W MiG-25 zastosowano inne możliwe rozwiązanie, chłodzenie wstępne kompresora . Woda/metanol wstrzykiwano z masztu natryskowego przed sprężarką w celu obniżenia temperatury wlotowej na krótki czas przy maksymalnej prędkości. Zaproponowano również chłodzenie przed sprężarką dla Phantoma rozpoznawczego Mach 3 oraz projektu Mach 3+ F-106 RASCAL .

Projekt układu napędowego

Działanie wlotu powietrza i dyszy pokazujące przepływ powietrza przez gondolę

Układ napędowy składał się z wlotu , silnika, gondoli lub wtórnego przepływu powietrza oraz dyszy wyrzutnika ( dysza napędowa ). Rozkład ciągu napędowego pomiędzy tymi elementami zmieniał się wraz z prędkością lotu: na wlocie Mach 2.2 13% – silnik 73% – wyrzutnik 14%; na wlocie Mach 3.0+ 54% – silnik 17,6% – wyrzutnik 28,4%.

Wlot

Wizualizacja przepływu Schlierena przy Rozpoczęciu osiowosymetrycznego wlotu przy Mach 2

Wlot miał dostarczać do silnika powietrze z akceptowalnym spadkiem ciśnienia i odkształceniem. Musiało to robić w każdych warunkach lotu.

Przepływ powietrza w gondoli i dysza wyrzutnika

Dysza eżektorowa lub wtórna pełniła funkcję odwrotną do wlotu, przyspieszając spaliny z turbiny od około 1,0 Macha, gdy opuszczała dyszę pierwotną, z powrotem do 3 Macha. znacznie wyższa temperatura w spalinach. Przepływ powietrza z gondoli z wlotu sterował rozszerzaniem się gorącego spalin silnika w dyszy wyrzutnika. Powietrze to opływało silnik i służyło również do chłodzenia gorących zewnętrznych części silnika oraz do oczyszczania wszelkich palnych mieszanek w przypadku wycieku paliwa lub oleju w gondoli.

Warianty

JT11-1
Proponowana wersja z 26 000 funtów. wciskany dopalacz; Możliwości kreski Mach 3.
JT11-5A
Proponowana wersja z 32 800 lbs. wciśnięty dopalacz; Możliwości Mach 3+.
JT11-7
Proponowana wersja z 32 800 lbs. ciąg z dopalaczem; Możliwości Mach 4.
JT11D-20
(J58-P-4) Wersja produkcyjna dla SR-71.
J58-P-2
zaproponowany dla myśliwca US Navy, odwołany w połowie 1959 roku.
J58-P-4

Aplikacje

Specyfikacje (JT11D-20)

Widok z przodu J58 wystawionego w Imperial War Museum Duxford , Cambridgeshire, Wielka Brytania, obok Lockheed SR-71A Blackbird

Dane z silników lotniczych świata 1966/67, The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History, Military Turbojet/Turbofan Specifications,

Ogólna charakterystyka

  • Typ: turboodrzutowiec dopalający z obejściem upustowym sprężarki
  • Długość: 180 cali (4600 mm) (dodatkowe 6 cali (150 mm) przy maks. temp.)
  • Średnica: 50 cali (1300 mm)
  • Sucha masa: ok. 6000 funtów (2700 kg)

składniki

  • Sprężarka: 9-stopniowa, przepływ osiowy
  • Komory spalania : rurek, 8 puszki palnik pierścieniowy szybu spalania
  • Turbina : dwustopniowy przepływ osiowy
  • Rodzaj paliwa: JP-7 , JP-4 lub JP-5 do awaryjnego tankowania z dowolnej cysterny ( limit Mach 1,5)
  • Układ olejowy: układ powrotny natrysku ciśnieniowego z chłodnicą oleju chłodzoną paliwem

Wydajność

  • Maksymalny ciąg : w standardowy dzień na poziomie morza, prędkość zerowa: zainstalowany 25500 funtów-siła (113,43 kN) na mokro, 18 000 funtów-siła (80,07 kN) na sucho. Niezainstalowany 34 000 funtów-siła (151,24 kN) na mokro, 25 000 funtów-siła (111,21 kN) na sucho
  • Całkowity stosunek ciśnienia : 8,8 przy starcie
  • Współczynnik obejścia : zero do Mach 2, wzrost do 0,25 do dopalacza powyżej Mach 3
  • Przepływ masowy powietrza: 300 lb/s (8200 kg/min) przy mocy startowej
  • Jednostkowe zużycie paliwa : 1,9 funta/(lbf⋅h) lub 54 g/(kN⋅s)
  • Stosunek ciągu do masy : 5,23

Zobacz też

Porównywalne silniki

Powiązane listy

Bibliografia

Bibliografia

  • Instrukcja lotu SR-71 (wydanie E, zmiana 2 wyd.). USA: Departament Obrony. 31 lipca 1989. s. 1–58 . Pobrano 18 stycznia 2020 r. – przez SR-71 Online.

Zewnętrzne linki