Pratt & Whitney J58 - Pratt & Whitney J58
| J58 | |
|---|---|
|
|
| Evergreen Havacılık ve Uzay Müzesi'nde sergilenen J58 motoru | |
| Tip | turbojet |
| Ulusal köken | Amerika Birleşik Devletleri |
| Üretici firma | Pratt & Whitney |
| İlk çalıştırma | 1958 |
| Başlıca uygulamalar |
Lockheed A-12 Lockheed SR-71 |
Pratt & Whitney J58 (hazırlayan JT11D-20 ) bir Amerikan olan jet motoru güç olduğu Lockheed A-12 , ve daha sonra YF-12 ve SR-71 uçak. Bu, yüksek hızlarda artan itme gücü sağlayan, art yakıcıya benzersiz bir kompresör hava akışına sahip, sonradan yanan bir turbojet motoruydu. Uçağın geniş hız aralığı nedeniyle, motorun yerde dururken irtifada 3,200 km/sa hıza çıkması için iki çalışma moduna ihtiyacı vardı. Kalkış ve Mach 2'ye hızlanma için geleneksel bir art yakma turbojetti ve ardından Mach 2'nin üzerindeki art yakıcıya kalıcı kompresör hava tahliyesi kullandı . Ayrıca, turbomakineyi tamamen baypas edilmiş olarak tanımlayan yanlış ifadelere dayanan bir turboramjet olarak da tanımlanmıştır.
Uzun yıllar boyunca CIA ve USAF için görev gereksinimlerini karşılayan motor performansı, daha sonra, daha yüksek uçak sürtünmesi ile başa çıkmak için daha fazla itme gerektiren NASA deneysel çalışması (uçağın üstünde harici yüklerin taşınması) için biraz geliştirildi.
Gelişim
kökenler
JT11 şirket adı olan J58'in kökenleri daha büyük JT9 (J91) motorundaydı. Bu, 400 lb/sn (180 kg/sn) yerine 300 lb/sn (140 kg/sn) kütle akışına sahip 3/4 ölçekli bir JT9'du. JT11 başlangıçta ABD Donanması'na Donanma ataması J58 ile önerildi. Convair F-106 , Kuzey Amerika F-108 , Convair B- 58C , Vought XF8U-3 Crusader III ve Kuzey Amerika A3J Vigilante gibi çeşitli Donanma ve Hava Kuvvetleri uçakları için de önerildi . Bu başvuruların hiçbiri takip edilmedi.
J58 başlangıçta ABD Donanması için Martin P6M jet uçan botunun planlanan versiyonuna güç sağlamak için geliştirildi . P6M, Allison J71-A-4 motorlarını kullanarak başladı ve ardından J58 , geliştirme sorunları nedeniyle hazır olmadığı için Pratt & Whitney J75'e geçti . Bu uçağın iptali üzerine Convair Kingfish ve Lockheed A-12 , YF-12A ve SR-71 için seçildi . Diğer kaynaklar, kökenini USAF'nin gelecekteki XB-70 Valkyrie olan WS-110A için bir güç santrali gereksinimine bağlar .
Mach 3.2 için yeniden tasarım
Orijinal J58'in performansına ilişkin analitik tahminler, Mach 2.5'te "egzoz basıncının giriş basıncına eşit olduğunu, kompresörün derin bir dalgalanma içinde olduğunu ve art yakıcı astarına bu nedenle eriyecek soğuk hava olmadığını" gösterdi.
İlk sorun, gaz jeneratöründen herhangi bir itme sağlamak için motor yanma odasına yeterli enerjinin eklenmesine izin vermeyen çok yüksek bir kompresör dağıtım sıcaklığından kaynaklandı. Jet borusundaki tüm itme üreten basınç, bir ramjette olduğu gibi ramdan geldi ve hiçbiri gaz jeneratöründen gelmedi. İtki için yakıt, yalnızca motor itişinin tek kaynağı haline gelen art yakıcıya eklenebilir. Gaz jeneratörünün itme üretmediği hız, aşağıda açıklanan patentli tasarım değişiklikleri ile yaklaşık 2.5 Mach'tan yaklaşık 3 Mach'a yükseltilecektir. Bu hızın ötesinde, gaz jeneratörü Mach 3.2'de 0.9'luk bir basınç oranına sahip bir sürükleme parçası haline gelecektir. Minimum art yakıcı bile sürtünmeyi dengelemez. Etki, Lockheed giriş tasarımcısı David Campbell tarafından niteliksel olarak tanımlanmıştır "..minimum art yakıcı ile motor, yüksek Mach sayılarında motor yatakları üzerinde sürüklenecektir."
İkincisi, kompresörün, kompresör haritasının "tasarım dışı" olarak bilinen bir alanında çok düşük düzeltilmiş bir hızda çalışmaya çalışmasından kaynaklandı . Üçüncüsü, art yakıcı kanalının çok sıcak türbin egzoz gazı ile soğutulmasından kaynaklandı.
ABD patenti 3,344,606, motorun kapasitesini Mach 3.2'ye genişleten motordaki değişiklikleri açıklar. 4. kompresör aşamasından sonra kompresör giriş havasının %20'sinin altı harici boru aracılığıyla doğrudan art yakıcıya yönlendirilmesini içeriyorlardı. Bu, kompresörün yeterli dalgalanma marjı ve kompresöre artan hava akışı ile düzgün çalışmasına izin verdi. Artan akışın bir kısmı, 4. aşamadan sonra art yakıcıya baypas olarak kompresörü terk etti ve bir kısmı da daha önce tıkanmış alandan son kompresör aşamasından ayrıldı. Artan hava akımı daha fazla itme sağladı. Giriş kılavuz kanatları, kanat dalgalanmasını azaltmak ve kanat yorulma arızalarını önlemek için arka kenar kanatları ile modifiye edildi. Art yakıcı, türbin egzoz gazından 400 °F (220 °C) daha soğuk olan tahliye havası ile soğutuldu. Sızan havanın çoğu, yeniden ısıtma için art yakıcı boşluğuna girmeden önce soğutma örtüsüne yönlendirildiğinden, tahliye havasındaki oksijenin tamamı yanma için mevcut değildi. Geliştirilmiş brülör soğutması, daha fazla itme sağlayan daha yüksek bir alev sıcaklığına izin verdi.
Motor, kompresör ve türbin aerodinamik tanımları dışında tamamen yeniden tasarlandı, böylece sadece motorun içinde değil, aynı zamanda kontrollerin, aksesuarların, elektrik kablolarının ve yakıtın bulunduğu muhafazaları çevreleyen benzeri görülmemiş sıcaklıklarda uzun süre güvenilir çalışacak şekilde tasarlandı. yağ tüpleri yerleştirildi.
Başlangıç
A-12, YF-12 ve SR-71 uçağının ömrü boyunca iki başlatma yöntemi kullanıldı: ortak bir çıkış şaftını çalıştıran iki Buick Wildcat V8 içten yanmalı motora sahip bir AG330 marş arabası ve küçük bir marş motoru kullanan basınçlı hava adaptör. Basınçlı hava kaynakları kullanıma sunulduğunda, havayla çalıştırma yöntemi hantal "Buicks"in yerini aldı.
Yakıt
Ses hızının üç katı hızla uçan herhangi bir uçak, hem sürtünmeli ısınma hem de durgunluk çarpması yükselmesi nedeniyle şiddetli bir termal ortamdadır. Yakıt, uçak için mevcut olan tek ısı emiciydi ve mürettebattan egzoz nozulu alan göstergesine kadar her şeyi yeterince soğuk tutarak 40.000 Btu/dk (700 kW) emdikten sonra, yakıt nozüllerine 600 °F'de (316) sağlandı. °C). Bu yüksek sıcaklıklarla başa çıkabilmek için düşük buhar basıncına sahip yeni bir jet yakıtı geliştirilmesi gerekiyordu. Yakıtı tutuşturmak için kimyasal bir yöntem olan trietil boran (TEB), düşük uçuculuğuna uyacak şekilde geliştirilmiştir. TEB, -5 °C'nin üzerindeki hava ile temasında kendiliğinden tutuşur. Motor ve art yakıcı TEB ile yakıldı ve art yakıcı ayrıca sıcak türbin egzozunda parlayan bir katalitik ateşleyiciye sahipti. Her bir motor 600 cm olan bir azot basınçlı sızdırmaz kılınmış tankı taşınan 3 TEB (20.7 ons), yeterli en az 16 başladığında, yeniden veya son yakıcı ışıklar için; bu sayı, SR-71'in dayanıklılığının sınırlayıcı faktörlerinden biriydi, çünkü her havada yakıt ikmali yaptıktan sonra art yakıcıların yeniden ateşlenmesi gerekiyordu. Pilot gazı kesme konumundan rölanti konumuna getirdiğinde, yakıt motora aktı ve kısa bir süre sonra yakl. 50 cm 3 TEB (1.7 ons) atış kendiliğinden ateşlenir ve yeşil flaş yakıt yanan yakma odası içine enjekte edilmiştir. Ancak bazı durumlarda, TEB akışı, enjektör memesindeki kok birikintileri tarafından engellendi ve yeniden başlatma girişimlerini engelledi. TEB tankının yeniden doldurulması tehlikeli bir işti; bakım ekibi gümüş ateş kıyafetleri giyiyordu. Tersine, JP-7 yakıt ikmali o kadar güvenliydi ki, doldurma sırasında bazı uçak bakımlarına izin verildi. Güvenilirlik nedenleriyle ve mekanik karmaşıklığı azaltmak için geleneksel bir ateşleyici yerine kimyasal ateşleme seçildi. TEB tankı, etrafında akan yakıtla soğutulur ve aşırı basınç durumunda patlayan ve TEB ve nitrojeni art yakıcıya boşaltan bir disk içerir.
Yakıt soğutucu sistemine girmeden önce bir ısı kaynağının kontrol altına alınması gerekiyordu. 1.230 °F (666 °C) sıcaklıkta motor kompresörünü terk eden Çevresel Kontrol Sistemi (ECS) havası o kadar sıcaktı ki, önce 760 °F (404 °C) sıcaklıktaki ram havasının kullanılması gerekiyordu. Tanklardan motorlara akan yakıt, klima sistemleri, uçak hidrolik sıvısı , motor yağı , aksesuar tahrik sistemi yağı, TEB tankı ve afterburner nozul aktüatör kontrol hatlarını soğutmak için kullanıldı .
Malzemeler
J58'in geliştirilmesi, eşi görülmemiş sıcaklık, gerilim ve dayanıklılık seviyelerinde çalışan bileşenlerle, Pratt & Whitney Aircraft'ın o zamana kadar yaşadığı en zorlu metalurjik geliştirme sorunlarından bazılarını beraberinde getirdi. Yeni üretim teknikleri ve yeni alaşımlar mekanik özellikleri iyileştirdi ve bileşen yüzeylerini korumak için yüzey kaplamalarının geliştirilmesi gerekiyordu.
O zamanlar geleneksel olarak dökülen (yani eş eksenli) Mar-M200'den yapılan türbin kanatlarının ve kanatlarının erken çatlaması, aynı malzemeye dökülen yönlü olarak katılaştırılmış parçaların geliştirilmesiyle, nikel bazlı döküm alaşımlarının en güçlüsü olarak önlendi. Yönlü olarak katılaştırılmış Mar-M200, o zamanlar var olan en güçlü döküm türbin malzemesi haline geldi ve üretim motorlarında tanıtıldı. Mar-M200'de dökülen ve yüksek sıcaklık özelliklerinde daha fazla iyileştirme sağlayan tek kristal türbin kanatları da J58 motorlarında test edilerek geliştirilecektir. Waspaloy , kritik yüksek enerjili dönen kompresör disklerinden sacdan yapılmış bileşenlere kadar motorda en yaygın kullanılan alaşımdı. Diğer motorlarda türbin diskleri için kullanılmasına rağmen J58 türbin diskleri için gerekli özelliklere sahip değildi. Bunun yerine Batı dünyasında bilinen en güçlü nikel bazlı süper alaşım olan Astroloy kullanıldı. Waspaloy da başlangıçta kompresörü yakıcıya bağlayan ve motordaki en yüksek basıncı içeren difüzör kasası için kullanıldı. Difüzör kasası kaynaklı çatlama , bu parça için Inconel 718'in piyasaya sürülmesine yol açtı . Art brülör astarına, kompresörden gelen soğutma havası ile birlikte, 3,200 °F'ye (1760 ℃) kadar alev sıcaklıklarında art yakıcının sürekli kullanımına izin veren seramik termal bariyer kaplama püskürtüldü.
NASA için performans geliştirme
NASA, araştırma çalışmaları için 2 SR-71 uçağı ödünç aldı. Bir tanesi Linear Aerospike roket motorunu uçuş testi için modifiye edilmiş ve itiş gücü arttırılmış J58 motorları ile donatılmıştı. Artan uçak sürtünmesini dengelemek için motor itişi %5 artırıldı. Artan itme, bir gaz kelebeği itmesinden veya 75 °F (42 °C) egzoz gazı sıcaklık artışından geldi. Artış, ikinci aşama türbin kanatlarının (ömrünü sınırlayan bileşen) ömründe 400 saatten 50 saate izin verilen azalma ile sınırlandırıldı. Bu çalışma için kullanılan itme kuvvetlendirme çalışmaları aynı zamanda oksitleyici enjeksiyonu (nitröz oksit) ile mümkün kılınan ilave art yakıcı yakıttan ilave %5 itme kuvvetine de baktı. Nitröz oksit oranı, nozülün termal boğulmasıyla sınırlandırılmış olurdu.
Miras
J58 deneyimi, Mach 2.7 ve üzerinde önemli uçuş süresi nedeniyle, Mach 2.7 SST için JTF17 motor teklifinde yaygın olarak kullanıldı. Ayrıca Pratt & Whitney tarafından geliştirilen hem ticari hem de askeri motorlar için kullanıldı. Sonraki yakma motoru, F-111'e monte edildiği şekliyle TF-30, SR-71'de kullanılana benzer serbest yüzen kanatlara sahip, gövdeye monte edilmiş bir ikincil meme kullandı.
J58 emisyonları, süpersonik taşımalar için sonradan yanan jet motorlarının kullanılmasının çevresel etkilerine bakan NASA Stratospheric Wake Experiment'in bir parçası olarak ölçüldü. Bir motor, Mach 3.0 ve 19.8 km rakımda maksimum tam yanma durumunda bir irtifa odasında test edildi.
Tasarım
Mach 3 uçuşu için çağdaş kompresör çözümleri
Yüksek giriş sıcaklığının kompresörün aerodinamik performansı üzerindeki olumsuz etkileriyle mücadele etmek için alternatif çözümler Pratt & Whitney patent sahibi Robert Abernethy tarafından reddedildi. Bu çözümlerden biri çağdaş bir kurulumda kullanıldı. GE YJ93/ XB-70, ön aşamada durmayı ve arka aşamada boğulmayı önlemek için değişken statorlu bir kompresör kullandı.
Bir başka olası çözüm olan ön kompresör soğutması MiG-25'te kullanıldı . Giriş sıcaklığını maksimum hızda kısa sürelerle düşürmek için kompresörün önündeki bir püskürtme direğinden su/metanol enjekte edildi. Mach 3 keşif Phantom ve Mach 3+ F-106 RASCAL projesi için ön kompresör soğutması da önerildi .
Tahrik sistemi tasarımı
Tahrik sistemi, giriş , motor, nasel veya ikincil hava akışı ve ejektör nozülünden ( tahrik nozulu ) oluşuyordu . Bu bileşenler arasındaki itme kuvveti dağılımı uçuş hızıyla değişti: Mach 2,2 girişinde %13 – motor %73 – ejektör %14; Mach 3.0+ girişte %54 – motor %17.6 – ejektör %28,4.
alım
Giriş, motora kabul edilebilir basınç kaybı ve bozulma ile hava sağlamak zorundaydı. Bunu tüm uçuş koşullarında yapmak zorundaydı.
Nasel hava akımı ve ejektör nozulu
Ejektör veya ikincil meme , türbin egzozunu Mach 3'e geri dönerken, birincil memeden ayrılırken yaklaşık Mach 1.0'dan hızlandıran girişin ters işlevini yerine getirdi. Mach 3 egzoz hızı, Mach 3 uçuş hızından daha yüksektir. egzozda çok daha yüksek sıcaklık. Girişten gelen nasel hava akışı, ejektör memesindeki sıcak motor egzozunun genişlemesini kontrol etti. Bu hava motorun çevresinde dolaşıyor ve ayrıca motorun sıcak dış kısımlarını soğutmaya ve motor bölmesinde yakıt veya yağ sızıntısı olması durumunda yanıcı karışımları temizlemeye de hizmet ediyordu.
Varyantlar
- JT11-1
- 26.000 lbs ile önerilen sürüm. brülörde itme; Mach 3 çizgi özelliği.
- JT11-5A
- 32.800 lbs ile önerilen sürüm. brülörde itme; Mach 3+ özelliği.
- JT11-7
- 32.800 lbs ile önerilen sürüm. art yakıcı ile itme; Mach 4 yeteneği.
- JT11D-20
- (J58-P-4) SR-71 için üretim versiyonu.
- J58-P-2
- Bir ABD Donanması savaşçısı için teklif edildi, 1959 ortalarında iptal edildi.
- J58-P-4
Uygulamalar
Özellikler (JT11D-20)
Dünya 1966/67 Uçak motorlarından veriler , Pratt & Whitney Motorları: Teknik Bir Tarih, Askeri Turbojet/Turbofan Spesifikasyonları,
Genel özellikleri
- Tip: kompresör boşaltma baypaslı art yakma turbojet
- Uzunluk: 180 inç (4.600 mm) (maks. sıcaklıkta ek 6 inç (150 mm))
- Çap: 50 inç (1,300 mm)
- Kuru ağırlık: yakl. 6.000 libre (2.700 kg)
Bileşenler
- Kompresör: 9 kademeli, eksenel akış
- Yanma odaları : dairesel bir yanma mahfaza içinde kanül 8 brülör kutular
- Türbin : iki aşamalı eksenel akış
- Yakıt türü: Herhangi bir tankerden acil yakıt ikmali için JP-7 , JP-4 veya JP-5 ( Mach 1.5 limit)
- Yağ sistemi: yakıt soğutmalı yağ soğutuculu basınçlı püskürtme dönüş sistemi
Verim
- Maksimum itme : deniz seviyesinde standart bir günde, sıfır hava hızı: 25.500 pound-kuvvet (113.43 kN) ıslak, 18.000 pound-kuvvet (80.07 kN) kuru olarak kuruldu. Kaldırılmış 34.000 pound-kuvvet (151.24 kN) ıslak, 25.000 pound-kuvvet (111.21 kN) kuru
- Toplam basınç oranı : Kalkışta 8.8
- Baypas oranı : Mach 2'ye kadar sıfır, Mach 3'ün üzerinde art yakıcıya 0,25'e yükselen
- Hava kütle akışı: Kalkış gücünde 300 lb/s (8200 kg/dak)
- Özgül yakıt tüketimi : 1,9 lb/(lbf⋅h) veya 54 g/(kN⋅s)
- İtme-ağırlık oranı : 5.23
Ayrıca bakınız
Karşılaştırılabilir motorlar
- Genel Elektrik GE4
- Genel Elektrik YJ93
- Kuznetsov NK-32
- Orenda Iroquois
- Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
- SABER (roket motoru)
- Tumanski R-15
İlgili listeler
Referanslar
bibliyografya
- SR-71 Uçuş Kılavuzu (Sayı E, Değişiklik 2 ed.). ABD: Savunma Bakanlığı. 31 Temmuz 1989. s. 1-58 . Erişim tarihi: 18 Ocak 2020 – SR-71 Online aracılığıyla.