Pratt \x26 Whitney J58-P4

Pratt & Whitney J58-P4

Pratt & Whitney J58-P4
J58 на форсаже, видны ударные волны в струе газа
Тип:	Турбопрямоточный двигатель с осевым компрессором
Страна:	США
Использование:
Годы эксплуатации:	с 1966 до 1998 года
Применение:	Lockheed SR-71 Lockheed A-12 Lockheed YF-12
Производство:
Производитель:	Pratt & Whitney
Всего выпущено:	не менее 64
Массогабаритные характеристики
Сухая масса:	3200 кг
Длина:	5720 мм
Диаметр:	1370 мм
Рабочие характеристики
Тяга:	10630 кгс
Тяга на форсаже:	14460 кгс
Компрессор:	осевой одновальный компрессор
Турбина:	9 ступеней
Температура турбины:	1100 °C
Камера сгорания:	кольцевая, с 8 камерами сгорания
Степень повышения давления:	8,5
Управление:	механическое
Расход воздуха:	до 200 кг/сек
Расход топлива:	30836 кг/ч
Удельная тяга:	4,52 кгс/кг

Pratt & Whitney J58-P4 (обозначение компании JT11D) — турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который использовался на Lockheed A-12, и, впоследствии, на YF-12 и на SR-71 Blackbird. Это по существу гибрид турбореактивного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

История и описание

J58 был первоначально развивался для ВМС США, для планируемой версии реактивной летающей лодки Martin P6M. После отмены этого проекта, двигатель был выбран Convair и Lockheed для их сверхзвуковых самолетов. Другие источники связывают его происхождение с запросами ВВС США для силовой установки WS-110A, в будущем XB-70 Valkyrie. Это был первый двигатель, который мог долго работать с применением форсажа, и первый двигатель, который был испытан ВВС США на скорости порядка 3 Махов. Главной особенностью J58 были конусы в воздухозаборниках изменяемой геометрии, которые автоматически перемещались вперед и назад, управляемые специальным компьютером. Управление положением конусов и перепускных створок происходит по данным о давлении воздуха в каналах воздухозаборников. Эти конусы смещали сверхзвуковой поток воздуха, гарантируя подачу дозвукового потока воздуха в воздухозаборники. Конусы находятся в выдвинутом положении и заблокированы при высоте ниже 9144 метров. Выше этой высоты они разблокируются. Если же скорость полета превышает 1.6 Маха, то конусы начинают перемещаться назад приблизительно на 4 см за 0.1 Мах, до общего расстояния приблизительно 66 см. (положение конусов программируется как функция числа М полета и может изменяться при отклонении от номинальных значений углов атаки и скольжения)

Особого упоминания (даже отдельного раздела) заслуживает описание того, как этот двигатель испытывали на земле, в связи с огромным диапазоном скоростей, на который проектировался этот двигатель.

J58 это турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который работает и как турбореактивный двигатель и как прямоточный воздушно-реактивный двигатель с помогающим вентилятором. Турбовентиляторные двигатели были редки в то время, но Бен Рич позднее описал двигатель как «турбовентиляторный реактивный двигатель с отбором воздуха (bypass jet engine by air withdrawal)». При скорости 3.2 Маха, 80 % тяги двигателя обеспечивается прямоточной частью двигателя и только 20 % турбореактивной частью. На более низких скоростях J58 работает как чистый турбореактивный двигатель. Двигатель SNECMA M35 считается развитием этого двигателя.

Фотография двигателя, где тоже хорошо видны перепускные трубы, отбирающие воздух у вентилятора [1]

Вначале двигатель разгоняли машиной для старта AG330, с двумя двигателями Бьюик Wildcat V8 общей мощностью 600 л.с. и общим вертикальным валом. Машина подъезжала снизу к SR-71, для запуска двигателей. Она разгоняла J58 до 3200 оборотов в минуту перед тем, как мог начаться обычный турбореактивный цикл. Позднее, использовалась обычная машина для старта. (хотя эта машина для запуска всё же присутствовала на случай не запуска двигателей обычной процедурой)

Высокие скорости и температуры двигателя потребовали нового реактивного топлива JP-7. Трудности в его поджигании потребовали впрыска в двигатель специального вещества — triethylborane (TEB), который впрыскивался в двигатель для поджига топлива вначале, и впрыскивался в форсажную камеру (для включения форсажа) в полете; выше −5 °C TEB спонтанно загорается в контакте с воздухом. Каждый двигатель нес закрытый контейнер герметизируемый азотом (это видно на других фотографиях двигателя) с 600 см³ TEB, что было достаточно для, по крайней мере, 16 запусков, перезапусков, или включений форсажа; это число ограничивало длительность полета SR-71, так как после каждой дозаправки в воздухе форсажные камеры должны быть заново зажжены.

Вероятно отдельного раздела заслуживают и те отказы и несовершенства двигателя, которые проявились при первых полетах SR-71.

Когда пилот перемещал ручку газа от самого начального положения до минимального рабочего, топливо поступало в двигатель, и, спустя короткое время после этого, 50 см ³ TEB впрыскивалось в камеру сгорания, где ТЕВ спонтанно зажигалось и освещало сопло зеленоватой вспышкой (это видно на других фотографиях двигателя). В некоторых случаях, тем не менее, впрыск TEB был затруднен: когда на носике инжектора скапливались не сгоревшие остатки топлива, препятствуя попыткам перезапуска. Вторичное наполнение резервуара TEB было рискованным делом; команда обслуживания работала в серебряных противопожарных костюмах. Наоборот, заправка топливом JP-7 была настолько безопасна, что было разрешено некоторое обслуживание самолета во время его заправки. Химическое воспламенение было выбрано вместо обычного по причинам надежности, и для уменьшения механической сложности. Резервуар TEB охлаждался топливом, текущим вокруг него, и содержал диск, который разрывался в случае превышения давления, позволяя TEB и азоту попасть в форсажную камеру. Автоматика регулирования подачи топлива поддерживала требуемое соотношение между расходом топлива и давлением в форсажной камере в соответствии с температурой на входе в компрессор, числом оборотов двигателя и задаваемым значением тяги. Топливо, текущее в двигатель, используется как хладагент, чтобы охладить двигатель, гидравлическую жидкость, масло, резервуар TEB, систему управления форсажным соплом (afterburner nozzle actuator control lines), систему кондиционирования воздуха и части корпуса, подверженные аэродинамическому нагреву. Машинная смазка была основанным на силиконе жиром. Она была твердой при комнатной температуре (ниже 27 гр.) и предварительно нагревалась до включения двигателя (при температуре окружающего воздуха 5 гр. или ниже).

Наземные испытания двигателя

Отказы и несовершенства двигателя

Схема

J58 — гибридный двигатель: эффективный турбореактивный двигатель внутри прямоточного двигателя с помогающим вентилятором. Это требуется, потому что турбореактивные двигатели неэффективны на высоких скоростях, но прямоточные двигатели не могут работать на низких скоростях. Для решения этой проблемы, путь потока воздуха через двигатель меняется, в зависимости от того, что более эффективно: прямоточный двигатель, или турбореактивный двигатель, таким образом реализуя изменяемый цикл. Для создания этого эффекта, на скоростях более чем 3200 километров в час, носовой обтекатель двигателя выдвигался приблизительно на 5 сантиметров вперед, чтобы улучшить воздушный поток в прямоточной части.

Тут хорошо бы дать более детальное описание потоков воздуха в двигателе, согласно этой схеме.

Cхема потоков воздуха в двигателе, на разных скоростях Маха

Воздух первоначально сжатый и нагретый конусами ударной волны входит в 4-х стадийный компрессор, и, затем, поток воздуха разделяется: часть воздуха проходит в компрессор (воздух «основного потока»), в то время как оставшийся поток обходит ядро, чтобы войти в форсажную камеру. Воздух, идущий через компрессор далее сжимается перед входом в камеру сгорания, где он смешивается с топливом и поджигается. Температура потока достигает своего максимума в камере сгорания: чуть ниже температуры, от которой турбинные лопатки размягчились бы. Воздух охлаждается, проходя через турбину и соединяется с воздухом обхода до того, как попадает в форсажную камеру.

В пределах 3-х Махов, начальное сжатие конусом ударной волны сильно нагревает воздух, что означает, что турбореактивная часть двигателя должна уменьшить отношение топливо/воздух в камере сгорания, чтобы не расплавить лопатки турбин далее по потоку. Турбореактивные компоненты двигателя таким образом обеспечивают намного меньшую тягу, а 80 % тяги двигателя обеспечивается воздухом, минующим большинство турбин и поступающим в форсажную камеру, где он сгорает, расширяясь и создавая реактивный момент в направлении задней поверхности сопла.

Цикл двигателя

Применение

Lockheed A-12

Lockheed YF-12

SR-71 Blackbird

Были и другие проекты, в которых могли бы применяться различные модификации этого двигателя, но они остались лишь на стадии проектов.

Технические данные

• тип двигателя: турбопрямоточный с осевым компрессором
• одновальный
• число уровней компрессора: 9
• RPM компрессора: 7000 об/мин
• число уровней турбины: 2
• камера сгорания: кольцевая c 8-ю камерами
• число инжекторов: 48 (6 на каждую камеру)
• температура перед турбиной: 1100° C
• температура исходящих газов (на форсаже): 1750° C

• Статическая тяга на форсаже: 144.6 kN
• Тяга без форсажа: 106.3 kN
• Вес: 3200 кг
• Длина: 5.72 м
• Диаметр макс.: 1.37 м
• Фронтальная поверхность: 1.48 кв. м.
• Расход воздуха: 150-200 кг/с
• Степень сжатия: 8.5:1
• Степень сжатия на крейсерской скорости: 40:1

Относительно потребления топлива. Есть три пути для его расчета.

• Первый путь перевести данные из английской статьи об этом двигателе в систему "Си".
• Второй путь подсчитать его исходя из объемов топливных баков и максимальной длительности полета SR-71. Соответственно: 46254 литров и 90 минут полетного времени.
• Третий путь найти данные по этому двигателю в системе "Си".

Какой бы путь не был бы выбран, следует его конечно проверить.

По третьему пути:

• Удельный расход топлива в режиме форсажа = 53.8 грамм/kN*сек (из jet engine)

Если вышеприведённые данные верны, то:

• Удельный расход топлива без форсажа = 25.48 грамм/kN*сек

Смотри также

• Pratt & Whitney J58
• Турбовентиляторный двигатель
• Turbofan
• Турбореактивный двигатель
• Воздушно-реактивный двигатель
• jet engine
• variable cycle engine

Список литературы

• Goodall, James and Jay Miller. «Lockheed’s SR-71 'Blackbird' Family A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71». Hinckley, England: AeroFax-Midland Publishing, 2002. ISBN 1-85780-138-5.
• The heart of the SR-71 "Blackbird" : the mighty J-58 engine — aerostories.free.fr
• Pratt & Whitney J58-P — airwar.ru
• SR-71 Blackbird — airwar.ru
• U.S. Patent 3,344,606, "Recover Bleed Air Turbojet," Robert B. Abernethy
• U.S. Patent 3,477,455, "Supersonic Inlet for Jet Engines," David H. Campbell.