Pratt & Whitney J58 - Pratt & Whitney J58
| J58 | |
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| Motor J58 em exibição no Evergreen Aviation & Space Museum | |
| Modelo | Turbojato |
| origem nacional | Estados Unidos |
| Fabricante | Pratt & Whitney |
| Primeira corrida | 1958 |
| Aplicações principais |
Lockheed A-12 Lockheed SR-71 |
O Pratt & Whitney J58 (designação da empresa JT11D-20 ) era um motor a jato americano que movia o Lockheed A-12 e, posteriormente, o YF-12 e o SR-71 . Era um motor turbojato de pós-combustão com um compressor exclusivo de sangria para a pós-combustão, o que proporcionava maior empuxo em altas velocidades. Por causa da ampla faixa de velocidade da aeronave, o motor precisava de dois modos de operação para levá-lo de estacionário no solo a 3.200 km / h em altitude. Era um turbojato de pós-combustão convencional para decolagem e aceleração para Mach 2 e, em seguida, usava purga de compressor permanente para a pós-combustão acima de Mach 2. A maneira como o motor funcionava em cruzeiro o levou a ser descrito como "agindo como um turboramjet ". Ele também foi descrito como um turboramjet com base em afirmações incorretas que descrevem a turbomaquinário como sendo completamente ignorada.
O desempenho do motor que atendeu aos requisitos da missão da CIA e da USAF ao longo de muitos anos foi posteriormente ligeiramente aprimorado para o trabalho experimental da NASA (transportando cargas úteis externas no topo da aeronave), que exigia mais empuxo para lidar com o maior arrasto da aeronave.
Desenvolvimento
Origens
O J58, designação da empresa JT11, teve suas origens no motor JT9 (J91) maior. Era um JT9 de escala 3/4 com um fluxo de massa de 300 lb / s (140 kg / s), abaixo de 400 lb / s (180 kg / s). O JT11 foi inicialmente proposto para a Marinha dos Estados Unidos com a designação da Marinha J58. Também foi proposto para várias aeronaves da Marinha e da Força Aérea, por exemplo, Convair F-106 , North American F-108 , Convair B-58C , Vought XF8U-3 Crusader III e North American A3J Vigilante . Nenhuma dessas aplicações foi acompanhada.
O J58 foi inicialmente desenvolvido para a Marinha dos Estados Unidos para impulsionar a versão planejada do barco a jato Martin P6M . O P6M começou usando motores Allison J71-A-4 e depois mudou para o Pratt & Whitney J75 , pois o J58 não estava pronto devido a problemas de desenvolvimento. Após o cancelamento desta aeronave, ela foi selecionada para o Convair Kingfish e para o Lockheed A-12 , YF-12A e SR-71 . Outras fontes vinculam sua origem à exigência da USAF de um motor para o WS-110A, o futuro XB-70 Valkyrie .
Redesenhar para Mach 3.2
As previsões analíticas para o desempenho do J58 original mostraram que em Mach 2,5 a "pressão de exaustão era igual à pressão de entrada, o compressor estava em surto profundo e não havia ar frio no revestimento do pós-combustor que, portanto, derreteria".
O primeiro problema foi causado por uma temperatura de entrega do compressor muito alta, que não permitiu que energia suficiente fosse adicionada ao combustor do motor para fornecer qualquer impulso do gerador de gás. Toda a pressão de produção de empuxo no jet-pipe veio do aríete, como com um jato de aríete, e nada do gerador de gás. O combustível para o empuxo só poderia ser adicionado na pós-combustão, que se tornou a única fonte de empuxo do motor. A velocidade na qual o gerador de gás não produzia empuxo seria aumentada de cerca de Mach 2,5 para cerca de Mach 3 pelas mudanças de design patenteadas descritas abaixo. Além dessa velocidade, o gerador de gás se tornaria um item de arrasto com, a Mach 3.2, uma razão de pressão de 0,9. Mesmo a pós-combustão mínima não equilibraria o arrasto. O efeito foi descrito qualitativamente pelo projetista do injetor da Lockheed David Campbell "... com o mínimo de pós-combustão, o motor estaria se arrastando nos suportes do motor em altos números de Mach."
O segundo foi causado pelo compressor tentando operar em uma velocidade corrigida muito baixa em uma área do mapa do compressor conhecida como "off-design". O terceiro foi causado pelo duto do pós-combustor sendo resfriado com gás de exaustão da turbina muito quente.
A patente US 3.344.606 descreve as mudanças no motor que ampliaram a capacidade do motor para Mach 3.2. Eles incluíram o desvio de 20% do ar de entrada do compressor após o 4º estágio do compressor diretamente para a pós-combustão por meio de seis tubos externos. Isso permitiu que o compressor funcionasse adequadamente com margem de surto adequada e maior fluxo de ar para dentro do compressor. Parte do fluxo aumentado deixou o compressor após o 4º estágio como desvio para a pós-combustão, e parte deixou o último estágio do compressor pela área previamente obstruída. O aumento do fluxo de ar deu mais impulso. As palhetas-guia de entrada foram modificadas com abas de borda traseira para reduzir a vibração da lâmina e evitar falhas por fadiga da lâmina. O pós-combustor foi resfriado com o ar de sangria que era 400 ° F (220 ° C) mais frio do que o gás de exaustão da turbina. Nem todo o oxigênio do ar de sangria estava disponível para combustão, pois a maior parte do ar de sangria foi direcionado para a cobertura de resfriamento antes de entrar na cavidade do pós-combustor para reaquecimento. O resfriamento aprimorado do pós-combustor permitiu uma temperatura de chama mais alta, o que deu mais impulso.
O motor foi totalmente redesenhado, exceto pelas definições aerodinâmicas do compressor e da turbina, para que funcionasse de forma confiável por períodos prolongados em temperaturas sem precedentes, não apenas dentro do motor, mas também em torno das carcaças onde estão os controles, acessórios, fiação elétrica e combustível e tubos de óleo foram localizados.
Iniciando
Dois métodos de partida foram usados durante a vida das aeronaves A-12, YF-12 e SR-71: um carrinho de partida AG330, com dois motores de combustão interna Buick Wildcat V8 acionando um eixo de saída comum e ar comprimido usando um pequeno starter adaptador. O método de partida a ar substituiu os incômodos "Buicks" quando os suprimentos de ar comprimido tornaram-se disponíveis.
Combustível
Qualquer aeronave voando a três vezes a velocidade do som está em um ambiente térmico severo, tanto por aquecimento por atrito quanto por aumento de estagnação. O combustível era o único dissipador de calor disponível para a aeronave e após absorver 40.000 Btu / min (700 kW), mantendo tudo resfriado o suficiente desde a tripulação até o indicador de área do bocal de escapamento, foi fornecido aos bicos de combustível a 600 ° F (316 ° C). Para lidar com essas altas temperaturas, um novo combustível de jato com baixa pressão de vapor teve que ser desenvolvido. Um método químico para inflamar o combustível, o trietilborano (TEB), foi desenvolvido para corresponder à sua baixa volatilidade. O TEB se inflama espontaneamente em contato com o ar acima de −5 ° C. O motor e o pós-combustor foram acesos com TEB e o pós-combustor também tinha uma ignição catalítica que brilhava no escapamento quente da turbina. Cada motor carregava um tanque selado pressurizado com nitrogênio com 600 cm 3 (20,7 onças) de TEB, suficiente para pelo menos 16 partidas, reinicializações ou luzes de pós-combustão; este número era um dos fatores limitantes da resistência do SR-71, já que após cada reabastecimento aéreo, os pós-combustores tinham que ser reacendidos. Quando o piloto moveu o acelerador da posição desligada para a posição de marcha lenta, o combustível fluiu para o motor e, pouco depois, aprox. Uma injeção de 50 cm 3 (1,7 onças) de TEB foi injetada na câmara de combustão, onde se acendeu espontaneamente e acendeu o combustível com um flash verde. Em algumas condições, entretanto, o fluxo do TEB foi obstruído por depósitos de coque no bico injetor, dificultando as tentativas de reinicialização. Reabastecer o tanque TEB era uma tarefa perigosa; a equipe de manutenção usava roupas de fogo prateadas. Por outro lado, o abastecimento do JP-7 era tão seguro que parte da manutenção da aeronave era permitida durante o abastecimento. A ignição química foi escolhida em vez de um dispositivo de ignição convencional por razões de confiabilidade e para reduzir a complexidade mecânica. O tanque TEB é resfriado com combustível fluindo ao seu redor e contém um disco que se rompe em caso de sobrepressão, permitindo que TEB e nitrogênio sejam descarregados na pós-combustão.
Uma fonte de calor precisava ser controlada antes de entrar no sistema de dissipação de calor de combustível. O ar do Sistema de Controle Ambiental (ECS) deixando o compressor do motor a 1.230 ° F (666 ° C) estava tão quente que o ar de pressão dinâmica a 760 ° F (404 ° C) teve que ser usado primeiro. O combustível que flui dos tanques para os motores foi usado para resfriar os sistemas de ar condicionado, o fluido hidráulico da aeronave , o óleo do motor, o óleo do sistema de acionamento acessório, o tanque TEB e as linhas de controle do atuador do bico de pós-combustão.
Materiais
O desenvolvimento do J58 trouxe consigo alguns dos problemas de desenvolvimento metalúrgico mais desafiadores experimentados pela Pratt & Whitney Aircraft até então, com componentes operando em níveis sem precedentes de temperatura, tensão e durabilidade. Novas técnicas de fabricação, bem como novas ligas, melhoraram as propriedades mecânicas e os revestimentos de superfície tiveram que ser desenvolvidos para proteger as superfícies dos componentes.
A rachadura prematura das palhetas e lâminas da turbina feitas do que era então fundido convencionalmente (ou seja, equiaxial) Mar-M200, a mais forte das ligas fundidas à base de níquel, foi evitada com o desenvolvimento de peças solidificadas direcionalmente fundidas no mesmo material. O Mar-M200 solidificado direcionalmente se tornou o material de turbina fundido mais forte existente naquela época e foi introduzido em motores de produção. Lâminas de turbina de cristal único fundidas em Mar-M200, dando mais melhorias nas propriedades de alta temperatura, também seriam desenvolvidas por meio de testes em motores J58. Waspaloy era a liga mais amplamente usada no motor, desde discos críticos de compressor rotativo de alta energia até componentes feitos de chapa. Embora usado para discos de turbina em outros motores, não tinha as propriedades necessárias para os discos de turbina J58. Astroloy, a superliga à base de níquel mais forte conhecida no mundo ocidental naquela época, foi usada em seu lugar. O Waspaloy também foi usado inicialmente para a caixa do difusor, a parte que une o compressor ao combustor e que contém a maior pressão no motor. A rachadura da solda da caixa do difusor levou à introdução do Inconel 718 para esta peça. O revestimento do pós-combustor foi pulverizado com revestimento cerâmico de barreira térmica que, junto com o ar de resfriamento do compressor, permitiu o uso contínuo do pós-combustor com temperaturas de chama de até 3.200 ° F (1760 ℃).
Melhoria de desempenho para NASA
A NASA emprestou 2 aeronaves SR-71 para trabalhos de pesquisa. Um foi modificado para testar em vôo um motor de foguete Linear Aerospike e foi equipado com motores J58 de empuxo aprimorado. O empuxo do motor foi aumentado em 5% para compensar o aumento do arrasto da aeronave. O impulso aumentado veio de um impulso do acelerador, ou aumento da temperatura dos gases de escape, de 75 ° F (42 ° C). O aumento foi limitado pela redução permitida na vida útil das lâminas da turbina de segundo estágio (o componente limitador de vida) de 400 para 50 horas. Os mesmos estudos de aumento de empuxo usados para este trabalho também analisaram um empuxo adicional de 5% do combustível de pós-combustão adicional, possibilitado com a injeção de oxidante (óxido nitroso). A taxa de óxido nitroso teria sido limitada pelo estrangulamento térmico do bico.
Legado
A experiência do J58 foi usada extensivamente na proposta do motor JTF17 para um Mach 2.7 SST, devido ao tempo de vôo significativo em Mach 2.7 e acima. Ele também foi usado para motores subsequentes desenvolvidos pela Pratt & Whitney, tanto comerciais quanto militares. O próximo motor de pós-combustão, o TF-30 instalado no F-111, usava um bocal secundário montado na fuselagem com flaps flutuantes semelhantes aos usados no SR-71.
As emissões do J58 foram medidas como parte do Experimento Stratospheric Wake da NASA, que analisou o impacto ambiental do uso de motores a jato pós-combustão para transportes supersônicos. Um motor foi testado em uma câmara de altitude em condição máxima de pós-combustão total a Mach 3,0 e 19,8 km de altitude.
Projeto
Soluções contemporâneas de compressor para Mach 3 flight
Soluções alternativas para combater os efeitos adversos da alta temperatura de entrada no desempenho aerodinâmico do compressor foram rejeitadas pelo titular da patente da Pratt & Whitney, Robert Abernethy. Uma dessas soluções foi usada em uma instalação contemporânea. O GE YJ93 / XB-70 usava um compressor de estator variável para evitar estol do estágio frontal e estrangulamento do estágio traseiro.
Outra solução possível, o resfriamento do pré-compressor, foi usado no MiG-25 . Água / metanol foi injetado de um mastro de pulverização na frente do compressor para diminuir a temperatura de admissão por curtos períodos na velocidade máxima. O resfriamento do pré-compressor também foi proposto para um Phantom de reconhecimento Mach 3 e o projeto Mach 3+ F-106 RASCAL .
Projeto do sistema de propulsão
O sistema de propulsão consistia na admissão , motor, nacela ou fluxo de ar secundário e bocal ejetor ( bocal de propulsão ). A distribuição do empuxo propulsivo entre esses componentes mudou com a velocidade de vôo: a Mach 2,2 entrada 13% - motor 73% - ejetor 14%; na entrada Mach 3.0+ 54% - motor 17,6% - ejetor 28,4%.
Ingestão
A admissão precisava fornecer ar ao motor com perda e distorção de pressão aceitáveis. Ele tinha que fazer isso em todas as condições de vôo.
Fluxo de ar da nacelle e bico ejetor
O bocal ejetor, ou secundário, executou a função reversa da entrada, acelerando a exaustão da turbina de cerca de Mach 1,0, quando saiu do bocal primário, de volta para Mach 3. A velocidade de escape de Mach 3 é maior do que a velocidade de voo de Mach 3 devido ao temperatura muito mais alta no escapamento. O fluxo de ar da nacela da admissão controlava a expansão do escapamento quente do motor no bocal ejetor. Esse ar circulava ao redor do motor e servia também para resfriar as partes externas quentes do motor e para purgar quaisquer misturas combustíveis no caso de vazamento de combustível ou óleo na nacela.
Variantes
- JT11-1
- Versão proposta com 26.000 libras. empurrado na pós-combustão; Capacidade de Mach 3 traços.
- JT11-5A
- Versão proposta com 32.800 libras. empurrado na pós-combustão; Capacidade de Mach 3+.
- JT11-7
- Versão proposta com 32.800 libras. impulso com pós-combustor; Capacidade de Mach 4.
- JT11D-20
- (J58-P-4) Versão de produção para o SR-71.
- J58-P-2
- proposto para um caça da Marinha dos EUA, cancelado em meados de 1959.
- J58-P-4
Formulários
Especificações (JT11D-20)
Dados de motores de aeronaves do mundo 1966/67, The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History, Military Turbojet / Turbofan Especificações,
Características gerais
- Tipo: turbojato de pós - combustão com desvio de sangramento do compressor
- Comprimento: 180 pol. (4.600 mm) (mais 6 pol. (150 mm) na temperatura máx.)
- Diâmetro: 50 pol (1.300 mm)
- Peso seco: aprox. 6.000 lb (2.700 kg)
Componentes
- Compressor: fluxo axial de 9 estágios
- Combustores : latas de 8 queimadores canulares em um invólucro de combustão anular
- Turbina : fluxo axial de dois estágios
- Tipo de combustível: JP-7 , JP-4 ou JP-5 para reabastecimento de emergência de qualquer tanque ( limite de Mach 1,5)
- Sistema de óleo: sistema de retorno de spray de pressão com resfriador de óleo refrigerado a combustível
atuação
- Empuxo máximo : em um dia padrão ao nível do mar, velocidade zero: instalado 25.500 libras-força (113,43 kN) úmido, 18.000 libras-força (80,07 kN) seco. Desinstalado 34.000 libras-força (151,24 kN) úmido, 25.000 libras-força (111,21 kN) seco
- Razão de pressão geral : 8,8 na decolagem
- Razão de desvio : zero até Mach 2, subindo para 0,25 para pós-combustão acima de Mach 3
- Fluxo de massa de ar: 300 lb / s (8.200 kg / min) na potência de decolagem
- Consumo de combustível específico : 1,9 lb / (lbf⋅h) ou 54 g / (kN⋅s)
- Razão empuxo-peso : 5,23
Veja também
Motores comparáveis
- General Electric GE4
- General Electric YJ93
- Kuznetsov NK-32
- Orenda Iroquois
- Rolls-Royce / Snecma Olympus 593
- SABRE (motor de foguete)
- Tumansky R-15
Listas relacionadas
Referências
Bibliografia
- SR-71 Flight Manual (Issue E, Change 2 ed.). EUA: Departamento de Defesa. 31 de julho de 1989. pp. 1-58 . Retirado em 18 de janeiro de 2020 - via SR-71 Online.