Войти
| J58 | |
|---|---|
 | |
| Двигатель J58, представленный в Музее авиации и космонавтики Evergreen | |
| Тип | Turbojet |
| Национальное происхождение | США |
| Производитель | Pratt Whitney |
| Первый запуск | 1958 |
| Основные области применения | Lockheed A -12. Lockheed SR-71 |
Pratt Whitney J58 (обозначение компании JT11D-20 ) был американским реактивным двигателем, который приводил в действие Lockheed A-12, а затем самолеты YF-12 и SR-71. Это был турбореактивный двигатель с форсажным двигателем с уникальным отводом от компрессора на форсажную камеру, который давал повышенную тягу на высоких скоростях. Из-за широкого диапазона скоростей самолета двигателю потребовалось два режима работы, чтобы перевести его от неподвижного состояния на земле до 2 000 миль в час (3200 км / ч) на высоте. Это был обычный турбореактивный двигатель с дожиганием для взлета и разгона до 2 Маха, а затем использовался постоянный выпуск воздуха из компрессора на форсажную камеру выше 2 Маха. Способ работы двигателя на крейсерском режиме позволил описать его как «действующий как турбореактивный двигатель ». Он также был описан как турбореактивный двигатель на основании неверных утверждений, описывающих турбомашин как полностью обойденный.
Характеристики двигателя, которые отвечали требованиям миссии ЦРУ и ВВС США в течение многих лет, позже были немного улучшены для экспериментальной работы НАСА. (несущая внешнюю полезную нагрузку наверху самолета), которая требовала большей тяги, чтобы справиться с более высоким сопротивлением самолета.
Двигатель J58, обозначенный компанией JT11, возник в более крупном двигателе JT9 (J91). Это был JT9 в масштабе 3/4 с массовым расходом 300 фунтов / с (140 кг / с), по сравнению с 400 фунтами / с (180 кг / с). Первоначально JT11 был предложен ВМС США под обозначением J58. Он также предлагался для различных самолетов ВМФ и ВВС, например Convair F-106, North American F-108, Convair B-58C, Vought XF8U-3 Crusader III и Североамериканский A3J Vigilante. Ни одно из этих применений не было рассмотрено.
J58 изначально разрабатывался для ВМС США для питания запланированной версии реактивной летающей лодки Martin P6M. P6M начинался с двигателей Allison J71-A-4, а затем перешел на Pratt Whitney J75, поскольку J58 не был готов из-за проблем с разработкой. После отмены этого самолета он был выбран для Convair Kingfish и для Lockheed A-12, YF-12A и SR-71. Другие источники связывают его происхождение с требованиями ВВС США в силовой установке для WS-110A, будущего XB-70 Valkyrie.
J58 на полном форсажной камере, показывая алмазы амортизаторов. Аналитические прогнозы характеристик оригинального J58 показали, что при скорости 2,5 Маха «давление выхлопа было равно давлению на входе, компрессор находился в сильном помпе, и не было холодного воздуха на гильзе камеры дожигания, которая могла бы расплавиться».
Первая проблема была вызвана слишком высокой температурой нагнетания компрессора, которая не позволяла добавить достаточно энергии в камеру сгорания двигателя для обеспечения любой тяги от газогенератора. Все давление, создающее тягу в струйной трубе, поступало от поршневого двигателя, как в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, а не от газогенератора. Топливо для тяги можно было добавлять только в форсажной камере, которая стала единственным источником тяги двигателя. Скорость, при которой газогенератор не создавал тяги, будет увеличена с примерно 2,5 Маха до примерно 3 Маха за счет запатентованных изменений конструкции, описанных ниже. При превышении этой скорости газогенератор станет тормозным устройством с коэффициентом давления 0,9 при скорости 3,2 Маха. Даже минимальная форсажная камера не уравновесит сопротивление. Эффект был качественно описан конструктором воздухозаборников Lockheed Дэвидом Кэмпбеллом: «… с минимальной форсажной камерой двигатель будет тянуться к опорам двигателя при высоких числах Маха».
Второй был вызван тем, что компрессор пытался работать слишком -low скорректированной скорости в области его карты компрессора, известной как «нерасчетная». Третий был вызван тем, что канал дожигателя охлаждался слишком горячим выхлопным газом турбины.
США Патент 3 344 606 описывает изменения в двигателе, которые увеличили его мощность до 3,2 Маха. Они включали отвод 20% воздуха, поступающего в компрессор после 4-й ступени компрессора, непосредственно в камеру дожигания через шесть внешних труб. Это позволяло компрессору работать должным образом с достаточным запасом по помпажу и увеличивать поток воздуха в компрессор. Часть увеличенного потока покинула компрессор после 4-й ступени в качестве байпаса на дожигатель, а часть покинула последнюю ступень компрессора через ранее закупоренную зону. Увеличенный воздушный поток придавал больше тяги. Впускные направляющие лопатки были модифицированы заслонками задней кромки, чтобы уменьшить фаттер лопастей и предотвратить их усталостные отказы. Камера дожигания охлаждалась отбираемым воздухом, который был на 400 ° F (220 ° C) холоднее, чем выхлопной газ турбины. Не весь кислород в отбираемом воздухе был доступен для сгорания, так как большая часть отбираемого воздуха направлялась в охлаждающий кожух перед входом в полость дожигателя для повторного нагрева. Улучшенное охлаждение камеры дожигания позволило повысить температуру пламени, что дало большую тягу.
Двигатель был полностью переработан, за исключением аэродинамических характеристик компрессора и турбины, чтобы он мог надежно работать в течение продолжительных периодов времени при беспрецедентных температурах не только внутри двигателя, но и вокруг кожухов, где находятся органы управления и аксессуары., проложена электропроводка и топливные и маслопроводы.
В течение всего срока эксплуатации самолетов A-12, YF-12 и SR-71 использовались два метода запуска: стартовая тележка AG330 с двумя Buick Wildcat V8 двигатели внутреннего сгорания, приводящие в движение общий выходной вал, и сжатый воздух с использованием небольшого адаптера стартера. Когда стали доступны источники сжатого воздуха, метод воздушного запуска вытеснил громоздкие "Бьюики".
Любой самолет, летящий со скоростью, в три раза превышающей скорость звука, находится в жесткой термической среде, как от фрикционный нагрев и подъем плунжера застоя. Топливо было единственным теплоотводом, доступным для самолета, и после поглощения 40000 БТЕ / мин (700 кВт), поддерживая все достаточно прохладным, от экипажа до индикатора площади выпускного сопла, оно подавалось к топливным соплам при температуре 600 ° F (316 ° С). Чтобы справиться с этими очень высокими температурами, необходимо было разработать новое реактивное топливо, JP-7 с низким давлением паров. Химический метод воспламенения топлива, триэтилборана (TEB), был разработан с учетом его низкой летучести. TEB самовоспламеняется при контакте с воздухом при температуре выше −5 ° C. Двигатель и форсажная камера зажигались с помощью TEB, а форсажная камера также имела каталитический воспламенитель, который светился в горячих выхлопных газах турбины. Каждый двигатель имел герметичный баллон с азотным давлением с 600 см (20,7 унций) TEB, достаточный как минимум для 16 пусков, перезапусков или форсажных ламп; это число было одним из ограничивающих факторов выносливости СР-71, так как после каждой дозаправки в воздухе приходилось повторно зажигать форсажные камеры. Когда пилот переместил дроссельную заслонку из положения отключения в положение холостого хода, топливо потекло в двигатель, и вскоре после этого прибл. 50 см (1,7 унции) ТЭБ был впрыснут в камеру сгорания, где он самовоспламенился и зажег топливо с зеленой вспышкой. Однако в некоторых условиях потоку TEB препятствовали отложения коксования на сопле инжектора, препятствующие попыткам перезапуска. Заправка бака TEB была рискованной задачей; обслуживающая бригада была одета в серебряные пожарные костюмы. Напротив, заправка JP-7 была настолько безопасной, что во время заправки разрешалось некоторое техническое обслуживание самолетов. Химическое зажигание было выбрано вместо обычного воспламенителя по соображениям надежности и для уменьшения механической сложности. Бак TEB охлаждается топливом, текущим вокруг него, и содержит диск, который разрывается в случае избыточного давления, позволяя TEB и азоту выходить в камеру дожигания.
Один источник тепла нужно было контролировать, прежде чем он попадет в систему теплоотвода топлива. Воздух системы экологического контроля (ECS), выходящий из компрессора двигателя при температуре 1230 ° F (666 ° C), был настолько горячим, что сначала пришлось использовать набегающий воздух при температуре 760 ° F (404 ° C). Топливо, поступающее из баков в двигатели, использовалось для охлаждения систем кондиционирования воздуха, гидравлической жидкости самолета , моторного масла, масла системы привода вспомогательных агрегатов, бака TEB и линий управления исполнительным механизмом форсунки..
Разработка J58 повлекла за собой некоторые из наиболее сложных проблем металлургических разработок, с которыми до того времени сталкивалась компания Pratt Whitney Aircraft, когда компоненты работали при беспрецедентных температурах и нагрузках. и долговечность. Новые технологии производства, а также новые сплавы улучшили механические свойства, и потребовалось разработать поверхностные покрытия для защиты поверхностей компонентов.
Преждевременное растрескивание лопаток турбин и лопаток, изготовленных из того, что было тогда традиционно литым (т.е. равноосным), Mar-M200, самого прочного из литых никелевых сплавов, удалось избежать благодаря разработке литых деталей с направленной твердостью. тот же материал. Направленно отвержденный Mar-M200 стал самым прочным литым турбинным материалом из существующих на тот момент и был использован в серийных двигателях. Монокристаллические лопатки турбины, отлитые из Mar-M200, дающие дальнейшее улучшение высокотемпературных свойств, также будут разработаны посредством испытаний на двигателях J58. Васпалой был наиболее широко используемым сплавом в двигателе, от критических высокоэнергетических вращающихся дисков компрессора до деталей, сделанных из листа. Хотя он использовался для дисков турбин в других двигателях, он не обладал свойствами, необходимыми для дисков турбин J58. Вместо этого был использован Astroloy, самый прочный из известных в то время суперсплав на основе никеля в западном мире. Waspaloy также первоначально использовался для корпуса диффузора, части, которая соединяет компрессор с камерой сгорания и которая содержит самое высокое давление в двигателе. Из-за растрескивания сварного шва корпуса диффузора для этой детали был применен материал Inconel 718. На футеровку камеры дожигания было нанесено керамическое термобарьерное покрытие, которое вместе с охлаждающим воздухом из компрессора позволило непрерывно использовать камеру дожигания при температурах пламени до 3200 ° F (1760 ℃).
НАСА предоставило в аренду 2 самолета SR-71 для исследовательских работ. Один был модифицирован для летных испытаний ракетного двигателя Linear Aerospike и был оснащен двигателями J58 с повышенной тягой. Тяга двигателя была увеличена на 5%, чтобы компенсировать повышенное сопротивление самолета. Повышенная тяга была вызвана нажатием дроссельной заслонки или повышением температуры выхлопных газов на 75 ° F (42 ° C). Увеличение ограничивалось допустимым сокращением срока службы лопаток второй ступени турбины (ограничивающего ресурс компонента) с 400 до 50 часов. В тех же исследованиях увеличения тяги, которые использовались для этой работы, также рассматривались дополнительные 5% тяги от дополнительного топлива форсажной камеры, которое стало возможным благодаря впрыску окислителя (закиси азота). Скорость закиси азота была бы ограничена тепловым дросселированием сопла.
Опыт J58 широко использовался в предложении двигателя JTF17 для SST 2,7 Маха из-за значительного времени полета на Маха 2.7 и выше. Он также использовался для последующих двигателей, разработанных Pratt Whitney, как коммерческих, так и военных. Следующий форсажный двигатель, TF-30, установленный на F-111, использовал установленное на планере вторичное сопло со свободно плавающими закрылками, подобное тому, что использовалось на SR-71.
Выбросы J58 измерялись как часть эксперимента НАСА по стратосферному следу, в ходе которого рассматривалось влияние на окружающую среду использования реактивных двигателей с дожиганием для сверхзвуковых транспортных средств. Двигатель испытывался в высотной камере при максимальных условиях полного дожигания на скорости 3,0 Маха и высоте 19,8 км.
Альтернатива решения по борьбе с неблагоприятным воздействием высокой температуры на входе на аэродинамические характеристики компрессора были отклонены патентообладателем Pratt Whitney Робертом Абернети. Одно из таких решений было использовано в современной инсталляции. В GE YJ93 / XB-70 использовался компрессор с регулируемым статором, чтобы избежать остановки передней ступени и дросселирования задней ступени.
Другое возможное решение, охлаждение перед компрессором, было использовано на МиГ-25. Вода / метанол впрыскивалась из распылительной мачты перед компрессором, чтобы снизить температуру всасывания на короткие промежутки времени при максимальной скорости. Предкомпрессорное охлаждение также было предложено для разведывательного Phantom Mach 3 и проекта Mach 3+ F-106 RASCAL.
Эксплуатация воздухозаборник и сопло, показывающие поток воздуха через гондолу Движительная установка состояла из воздухозаборника, двигателя, гондолы или вторичного воздушного потока и сопла эжектора (сопло ). Распределение тяги между этими компонентами изменялось со скоростью полета: на входе в 2,2 Маха 13% - двигатель 73% - эжектор 14%; при 3,0+ Маха на впуске 54% - двигатель 17,6% - эжектор 28,4%.
Шлирен Визуализация потока при отключении осесимметричного впуска при 2 Маха Впуск должен был подавать воздух двигатель с приемлемыми потерями давления и перекосами. Он должен был делать это при любых условиях полета.
Эжектор, или вторичное сопло, выполняло обратную функцию впускного отверстия, ускоряя турбину выхлоп от около 1,0 Маха, когда он покинул первичное сопло, обратно до 3 Маха. Скорость истечения 3 Маха выше скорости полета 3 Маха из-за гораздо более высокой температуры в выхлопе. Воздушный поток гондолы из воздухозаборника управлял расширением горячего выхлопа двигателя в сопле эжектора. Этот воздух обтекал двигатель и служил также для охлаждения горячих внешних частей двигателя и для продувки любых горючих смесей в случае утечки топлива или масла в гондоле.
Вид спереди J58, представленный в Имперском военном музее Даксфорда, Кембриджшир, Великобритания, рядом с Lockheed SR-71A Blackbird Данные по авиационным двигателям мира 1966/67, Двигатели Pratt Whitney: техническая история, технические характеристики военных турбореактивных / турбовентиляторных двигателей,
Аналогичные двигатели
Списки по теме
 | Викискладе есть медиафайлы, связанные с Pratt Whitney J58. |
