Pratt & Whitney J58 - Pratt & Whitney J58
| J58 | |
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| J58-Triebwerk im Evergreen Aviation & Space Museum ausgestellt | |
| Typ | Turbojet |
| nationale Herkunft | Vereinigte Staaten |
| Hersteller | Pratt & Whitney |
| Erster Lauf | 1958 |
| Hauptanwendungen |
Lockheed A-12 Lockheed SR-71 |
Die Pratt & Whitney J58 (Firmenbezeichnung JT11D-20 ) war ein amerikanisches Düsentriebwerk , das die Lockheed A-12 und später die YF-12 und die SR-71 antrieb. Es war ein nachbrennendes Turbojet-Triebwerk mit einem einzigartigen Kompressor-Bleed zum Nachbrenner, der bei hohen Geschwindigkeiten mehr Schub lieferte. Aufgrund des weiten Geschwindigkeitsbereichs des Flugzeugs benötigte das Triebwerk zwei Betriebsmodi, um es vom Stillstand am Boden auf 2.000 mph (3.200 km/h) in der Höhe zu bringen. Es war ein konventioneller Turbojet mit Nachverbrennung zum Starten und Beschleunigen auf Mach 2 und dann mit permanentem Kompressor-Bleed zum Nachbrenner über Mach 2. Die Art und Weise, wie das Triebwerk im Reiseflug funktionierte, führte dazu, dass es als "agiert wie ein Turboramjet " bezeichnet wurde. Es wurde auch als Turboramjet bezeichnet, basierend auf falschen Aussagen, die die Turbomaschinen als vollständig umgangen beschreiben.
Die Triebwerksleistung, die über viele Jahre die Missionsanforderungen für die CIA und die USAF erfüllte, wurde später für die experimentellen Arbeiten der NASA (mit externen Nutzlasten auf der Oberseite des Flugzeugs), die mehr Schub erforderten, um mit dem höheren Luftwiderstand fertig zu werden, leicht verbessert.
Entwicklung
Ursprünge
Der J58, Firmenbezeichnung JT11, hat seinen Ursprung im größeren JT9 (J91) Motor. Es war ein JT9 im Maßstab 3/4 mit einem Massenstrom von 300 lb/s (140 kg/s), gegenüber 400 lb/s (180 kg/s). Der JT11 wurde ursprünglich der US Navy mit der Navy-Bezeichnung J58 vorgeschlagen. Es wurde auch für verschiedene Marine- und Luftwaffenflugzeuge vorgeschlagen, z. B. Convair F-106 , North American F-108 , Convair B-58C , Vought XF8U-3 Crusader III und North American A3J Vigilante . Keiner dieser Anträge wurde weiterverfolgt.
Die J58 wurde ursprünglich für die US Navy entwickelt, um die geplante Version des Martin P6M Jet-Flugbootes anzutreiben. Die P6M begann mit Allison J71-A-4-Triebwerken und wechselte dann auf die Pratt & Whitney J75 , da die J58 aufgrund von Entwicklungsproblemen nicht fertig war. Nach der Annullierung dieses Flugzeugs wurde es für die Convair Kingfish und für die Lockheed A-12 , YF-12A und SR-71 ausgewählt . Andere Quellen verbinden seinen Ursprung mit der Forderung der USAF nach einem Triebwerk für die WS-110A, die zukünftige XB-70 Valkyrie .
Re-Design für Mach 3.2
Analytische Vorhersagen für die Leistung des ursprünglichen J58 zeigten, dass bei Mach 2,5 der "Auspuffdruck gleich dem Einlassdruck war, der Kompressor tief im Pumpen war und es keine kühle Luft zum Nachbrennereinsatz gab, die daher schmelzen würde".
Das erste Problem wurde durch eine zu hohe Kompressor-Liefertemperatur verursacht, die es nicht zuließ, genug Energie in die Triebwerksbrennkammer zu geben, um einen Schub vom Gasgenerator bereitzustellen. Der gesamte schuberzeugende Druck im Strahlrohr kam wie bei einem Staustrahl vom Ram, und keiner vom Gasgenerator. Treibstoff für den Schub konnte nur im Nachbrenner hinzugefügt werden, der die einzige Quelle für Triebwerksschub wurde. Die Geschwindigkeit, bei der der Gasgenerator keinen Schub erzeugte, würde durch die unten beschriebenen patentierten Konstruktionsänderungen von etwa Mach 2,5 auf etwa Mach 3 angehoben. Jenseits dieser Geschwindigkeit würde der Gasgenerator zu einem Widerstandsgegenstand mit Mach 3,2 einem Druckverhältnis von 0,9. Selbst ein minimaler Nachbrenner würde den Widerstand nicht ausgleichen. Der Effekt wurde qualitativ von Lockheed Einlassdesigner David Campbell beschrieben "..mit minimalem Nachbrenner würde der Motor bei hohen Machzahlen an den Motorlagern schleifen."
Die zweite wurde dadurch verursacht, dass der Kompressor versuchte, in einem als "Off-Design" bezeichneten Bereich seines Kompressorkennfelds mit einer zu niedrigen korrigierten Drehzahl zu arbeiten . Der dritte wurde durch die Kühlung des Nachbrennerkanals mit zu heißem Turbinenabgas verursacht.
Das US-Patent 3,344,606 beschreibt die Änderungen am Motor, die die Leistungsfähigkeit des Motors auf Mach 3,2 erweiterten. Dazu gehörte die Umleitung von 20 % der Verdichtereintrittsluft nach der 4. Verdichterstufe durch sechs externe Rohre direkt zum Nachbrenner. Dies ermöglichte es dem Kompressor, mit einer angemessenen Pumpgrenze und einem erhöhten Luftstrom in den Kompressor richtig zu arbeiten. Ein Teil des erhöhten Volumenstroms verließ den Verdichter nach der 4. Stufe als Bypass zum Nachbrenner und ein Teil verließ die letzte Verdichterstufe durch den zuvor gedrosselten Bereich. Der erhöhte Luftstrom gab mehr Schub. Die Einlassleitschaufeln wurden mit Hinterkantenklappen modifiziert, um das Flattern der Schaufeln zu reduzieren und Ermüdungsausfälle der Schaufeln zu verhindern. Der Nachbrenner wurde mit der Zapfluft gekühlt, die 400 °F (220 °C) kühler als das Turbinenabgas war. Nicht der gesamte Sauerstoff in der Zapfluft stand für die Verbrennung zur Verfügung, da der größte Teil der Zapfluft in den Kühlmantel geleitet wurde, bevor sie zum Wiedererhitzen in den Nachbrennerhohlraum eintrat. Die verbesserte Nachbrennerkühlung ermöglichte eine höhere Flammentemperatur, was zu mehr Schub führte.
Das Triebwerk wurde mit Ausnahme der aerodynamischen Definitionen von Kompressor und Turbine komplett neu konstruiert, damit es über längere Zeiträume bei noch nie dagewesenen Temperaturen zuverlässig läuft, nicht nur im Inneren des Triebwerks, sondern auch um die Gehäuse herum, in denen die Steuerungen, Zubehörteile, elektrische Verkabelung und Kraftstoff- und Ölrohre gefunden wurden.
Beginnend
Während der Lebensdauer der Flugzeuge A-12, YF-12 und SR-71 wurden zwei Startmethoden verwendet: ein AG330-Starterwagen mit zwei Buick Wildcat V8- Verbrennungsmotoren, die eine gemeinsame Abtriebswelle antreiben, und Druckluft mit einem kleinen Starter Adapter. Die Luftstartmethode löste die umständlichen "Buicks" ab, als die Druckluftversorgung verfügbar wurde.
Kraftstoff
Jedes Flugzeug, das mit der dreifachen Schallgeschwindigkeit fliegt, befindet sich in einer extremen thermischen Umgebung, sowohl durch Reibungserwärmung als auch durch Staudruckanstieg. Der Treibstoff war die einzige Wärmesenke, die dem Flugzeug zur Verfügung stand, und nachdem er 40.000 Btu/min (700 kW) absorbiert hatte und alles von der Besatzung bis zur Anzeige des Auspuffdüsenbereichs kühl genug hielt, wurde er den Treibstoffdüsen mit 600 ° F (316 .) zugeführt °C). Um diesen hohen Temperaturen standzuhalten, musste ein neuer Kerosin mit niedrigem Dampfdruck entwickelt werden. Ein chemisches Verfahren zur Zündung des Kraftstoffs, Triethylboran (TEB), wurde entwickelt, um seiner geringen Flüchtigkeit gerecht zu werden. TEB entzündet sich spontan in Kontakt mit Luft über −5 °C. Der Motor und der Nachbrenner wurden mit TEB gezündet und der Nachbrenner hatte auch einen katalytischen Zünder, der im heißen Turbinenauspuff glühte. Jedes Triebwerk trug einen mit Stickstoff unter Druck stehenden versiegelten Tank mit 600 cm 3 (20,7 Unzen) TEB, ausreichend für mindestens 16 Starts, Neustarts oder Nachbrennerzündungen; diese Zahl war einer der limitierenden Faktoren für die Ausdauer der SR-71, da nach jeder Luftbetankung die Nachbrenner neu gezündet werden mussten. Als der Pilot den Gashebel von der Cut-Off- in die Leerlaufposition bewegte, strömte Kraftstoff in das Triebwerk und kurz darauf ein ca. 50 cm 3 (1,7 Unzen) Schuss TEB wurden in die Brennkammer eingespritzt, wo sie sich spontan entzündeten und den Kraftstoff mit einem grünen Blitz entzündeten. Unter einigen Bedingungen wurde der TEB-Fluss jedoch durch Verkokungsablagerungen an der Einspritzdüse behindert, was Neustartversuche verhinderte. Das Auffüllen des TEB-Tanks war eine gefährliche Aufgabe; die Wartungsmannschaft trug silberne Feueranzüge. Umgekehrt war die Betankung des JP-7 so sicher, dass einige Flugzeugwartungen während des Betankens erlaubt waren. Die chemische Zündung wurde aus Gründen der Zuverlässigkeit und zur Reduzierung des mechanischen Aufwands anstelle eines herkömmlichen Zünders gewählt. Der TEB-Tank wird durch umströmenden Kraftstoff gekühlt und enthält eine Scheibe, die bei Überdruck platzt und TEB und Stickstoff in den Nachbrenner entweichen lässt.
Eine Wärmequelle musste unter Kontrolle gebracht werden, bevor sie in das Brennstoff-Kühlkörper-System gelangte. Die Luft des Environmental Control System (ECS), die den Triebwerkskompressor mit 1.230 ° F (666 ° C) verließ, war so heiß, dass zuerst Stauluft mit 760 ° F (404 ° C) verwendet werden musste. Kraftstoff fließt aus den Tanks zu den Motoren wurde verwendet , um die Klimaanlagen zu kühlen, Flugzeughydraulikflüssigkeit , Motoröl , Ölhilfsantriebssystem, der TEB Tank und Nachbrennerdüse Aktor Steuerleitungen.
Materialien
Die Entwicklung der J58 brachte einige der schwierigsten metallurgischen Entwicklungsprobleme mit sich, die Pratt & Whitney Aircraft bis zu diesem Zeitpunkt erlebt hatte, wobei die Komponenten mit beispiellosen Temperatur-, Belastungs- und Haltbarkeitsniveaus betrieben wurden. Neue Fertigungstechniken sowie neue Legierungen verbesserten die mechanischen Eigenschaften, und zum Schutz der Bauteiloberflächen mussten Oberflächenbeschichtungen entwickelt werden.
Eine vorzeitige Rissbildung an Turbinenschaufeln und -schaufeln aus dem damals konventionell gegossenen (dh gleichachsigen) Mar-M200, der stärksten der gegossenen Nickelbasislegierungen, wurde durch die Entwicklung von gerichtet erstarrten Teilen, die aus dem gleichen Material gegossen wurden, vermieden. Das gerichtet erstarrte Mar-M200 wurde zum stärksten gegossenen Turbinenmaterial, das zu dieser Zeit existierte, und wurde in Serienmotoren eingeführt. Einkristall-Turbinenschaufeln, die in Mar-M200 gegossen wurden und die Hochtemperatureigenschaften weiter verbessern, würden auch durch Tests in J58-Triebwerken entwickelt. Waspaloy war die am häufigsten verwendete Legierung im Motor, von kritischen hochenergetischen rotierenden Verdichterscheiben bis hin zu Bauteilen aus Blech. Obwohl es für Turbinenscheiben in anderen Triebwerken verwendet wurde, hatte es nicht die erforderlichen Eigenschaften für J58-Turbinenscheiben. Stattdessen wurde Astroloy verwendet, die damals stärkste bekannte Nickelbasis-Superlegierung in der westlichen Welt. Waspaloy wurde ursprünglich auch für das Diffusorgehäuse verwendet, das den Kompressor mit der Brennkammer verbindet und den höchsten Druck im Motor enthält. Schweißrisse im Diffusorgehäuse führten zur Einführung von Inconel 718 für dieses Teil. Die Auskleidung des Nachbrenners wurde mit einer keramischen Wärmedämmschicht besprüht, die zusammen mit der Kühlluft des Kompressors einen kontinuierlichen Einsatz des Nachbrenners mit Flammentemperaturen von bis zu 3.200 °F (1760 °C) ermöglichte.
Leistungssteigerung für die NASA
Der NASA wurden 2 SR-71-Flugzeuge für Forschungsarbeiten geliehen. Einer wurde modifiziert, um ein Linear Aerospike-Raketentriebwerk zu testen, und war mit schubverstärkten J58-Triebwerken ausgestattet. Der Triebwerksschub wurde um 5 % erhöht, um den erhöhten Luftwiderstand auszugleichen. Der erhöhte Schub kam von einem Gasdruck oder einer Abgastemperaturerhöhung von 75 ° F (42 ° C). Die Erhöhung wurde durch die zulässige Verkürzung der Lebensdauer der Turbinenschaufeln der zweiten Stufe (der lebensdauerbegrenzenden Komponente) von 400 auf 50 Stunden begrenzt. Die gleichen Schubverbesserungsstudien, die für diese Arbeit verwendet wurden, untersuchten auch einen zusätzlichen Schub von 5 % durch zusätzlichen Nachbrennerbrennstoff, der durch die Oxidationsmitteleinspritzung (Lachgas) ermöglicht wird. Die Lachgasrate wäre durch thermisches Verstopfen der Düse begrenzt worden.
Erbe
Die J58-Erfahrung wurde aufgrund der erheblichen Flugzeit bei Mach 2,7 und höher im JTF17-Triebwerksvorschlag für einen Mach 2,7 SST ausgiebig genutzt. Es wurde auch für nachfolgende von Pratt & Whitney entwickelte Motoren verwendet, sowohl für kommerzielle als auch für militärische Zwecke. Das nächste Nachverbrennungstriebwerk, das TF-30, wie es in der F-111 installiert war, verwendete eine an der Flugzeugzelle montierte Sekundärdüse mit frei schwebenden Klappen, ähnlich wie bei der SR-71.
Die J58-Emissionen wurden im Rahmen des NASA Stratospheric Wake Experiment gemessen, bei dem die Umweltauswirkungen des Einsatzes von nachbrennenden Düsentriebwerken für Überschalltransporte untersucht wurden. Ein Motor wurde in einer Höhenkammer bei einem maximalen Zustand der vollständigen Nachverbrennung bei Mach 3,0 und 19,8 km Höhe getestet.
Entwurf
Zeitgemäße Kompressorlösungen für Mach-3-Flug
Alternative Lösungen zur Bekämpfung der nachteiligen Auswirkungen einer hohen Einlasstemperatur auf die aerodynamische Leistung des Kompressors wurden vom Patentinhaber von Pratt & Whitney, Robert Abernethy, abgelehnt. Eine dieser Lösungen wurde in einer zeitgenössischen Installation verwendet. Der GE YJ93/ XB-70 verwendete einen Kompressor mit variablem Stator, um ein Abwürgen der vorderen Stufe und ein Drosseln der hinteren Stufe zu vermeiden.
Eine andere mögliche Lösung, die Vorverdichterkühlung, wurde bei der MiG-25 verwendet . Wasser/Methanol wurde von einem Sprühmast vor dem Kompressor eingespritzt, um die Ansaugtemperatur kurzzeitig bei maximaler Drehzahl abzusenken. Pre-Kompressorkühlung wurde auch für eine Mach 3 Aufklärung vorgeschlagen Phantom und das Mach 3 + F-106 RASCAL Projekt.
Antriebssystemdesign
Das Antriebssystem bestand aus Ansaug- , Triebwerks-, Gondel- bzw. Sekundärluftstrom und Auswurfdüse ( Propelling Düse ). Die Schubkraftverteilung zwischen diesen Komponenten änderte sich mit der Fluggeschwindigkeit: bei Mach 2,2 Einlass 13% – Triebwerk 73% – Ejektor 14%; bei Mach 3.0+ Einlass 54 % – Motor 17,6 % – Ejektor 28,4 %.
Aufnahme
Der Einlass musste den Motor mit akzeptablem Druckverlust und Verzug mit Luft versorgen. Es musste dies unter allen Flugbedingungen tun.
Gondelluftstrom und Ejektordüse
Die Ejektor- oder Sekundärdüse führte die umgekehrte Funktion des Einlasses aus und beschleunigte das Turbinenabgas von etwa Mach 1,0, wenn es die Primärdüse verließ, zurück auf Mach 3. Die Ablassgeschwindigkeit von Mach 3 ist höher als die Fluggeschwindigkeit von Mach 3. viel höhere Temperatur im Auspuff. Der Gondelluftstrom aus dem Einlass steuerte die Expansion der heißen Triebwerksabgase in der Ejektordüse. Diese Luft umströmte das Triebwerk und diente auch dazu, die heißen Außenteile des Triebwerks zu kühlen und im Falle eines Kraftstoff- oder Öllecks in der Gondel brennbare Gemische auszuspülen.
Varianten
- JT11-1
- Vorgeschlagene Version mit 26.000 lbs. Schub im Nachbrenner; Mach 3 Dash-Fähigkeit.
- JT11-5A
- Vorgeschlagene Version mit 32.800 lbs. Schub im Nachbrenner; Mach 3+-Fähigkeit.
- JT11-7
- Vorgeschlagene Version mit 32.800 lbs. Schub mit Nachbrenner; Mach-4-Fähigkeit.
- JT11D-20
- (J58-P-4) Serienversion für den SR-71.
- J58-P-2
- vorgeschlagen für ein Jagdflugzeug der US Navy, abgesagt Mitte 1959.
- J58-P-4
Anwendungen
Spezifikationen (JT11D-20)
Daten von Flugzeugtriebwerken der Welt 1966/67, The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History, Military Turbojet/Turbofan Specifications,
Allgemeine Eigenschaften
- Typ: Nachverbrennungs- Turbojet mit Kompressor-Bleed-Bypass
- Länge: 180 in (4.600 mm) (zusätzlich 6 in (150 mm) bei max. Temp.)
- Durchmesser: 50 Zoll (1.300 mm)
- Trockengewicht: ca. 6.000 Pfund (2.700 kg)
Komponenten
- Kompressor: 9-stufig, axialer Durchfluss
- Brennkammern : kanülenförmige 8-Brenner-Kanister in einem ringförmigen Verbrennungsgehäuse
- Turbine : zweistufiger Axialfluss
- Kraftstoffart: JP-7 , JP-4 oder JP-5 für die Notbetankung von jedem Tanker ( Mach 1,5 Grenze)
- Ölsystem : Drucksprührücklaufsystem mit kraftstoffgekühltem Ölkühler
Leistung
- Maximaler Schub : an einem Standardtag auf Meereshöhe, Nullfluggeschwindigkeit: installiert 25.500 Pfund-Kraft (113,43 kN) nass, 18.000 Pfund-Kraft (80,07 kN) trocken. Demontiert 34.000 Pfund-Kraft (151,24 kN) nass, 25.000 Pfund-Kraft (111,21 kN) trocken
- Gesamtdruckverhältnis : 8,8 beim Start
- Bypassverhältnis : Null bis Mach 2, ansteigend auf 0,25 bis zum Nachbrenner über Mach 3
- Luftmassenstrom: 300 lb/s (8.200 kg/min) bei Startleistung
- Spezifischer Kraftstoffverbrauch : 1,9 lb/(lbf⋅h) oder 54 g/(kN⋅s)
- Schub-Gewichts-Verhältnis : 5,23
Siehe auch
Vergleichbare Motoren
- General Electric GE4
- General Electric YJ93
- Kuznetsov NK-32
- Orenda Irokesen
- Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
- SABRE (Raketentriebwerk)
- Tumansky R-15
Verwandte Listen
Verweise
Literaturverzeichnis
- SR-71 Flughandbuch (Ausgabe E, Änderung 2 Aufl.). USA: Verteidigungsministerium. 31. Juli 1989. S. 1–58 . Abgerufen am 18. Januar 2020 – über SR-71 Online.