General Electric GE4
| General Electric GE4 | |
|---|---|
| Descriere generala | |
| Constructor |  General Electric |
| Tip | turboreactor |
| Combustie | |
| Compresor | 9 etape axiale |
| Turbină | 2 etape |
| Ieșire | |
| Împingere | 222 kN (50.000 lbf ), 281 kN (63 200 lbf) cu post-arzător |
| Dimensiuni | |
| Lungime | 11,331 m (446 in ) |
| Diametru | 2,26 m (89 in) |
| Rapoarte de compresie | |
| Rap. comprimare | 12.3: 1 |
| Greutate | |
| Gol | 6 491 kg (14 312 lb ) |
| Performanţă | |
| Utilizatori | Boeing 2707 |
| Notă | |
| sursă [1] [2] | |
| intrări de motor pe Wikipedia | |
General Electric GE4 a fost un motor de aeronave turbojet proiectat de General Electric la sfârșitul anilor 1960 pentru avioanele de transport supersonice Boeing 2707 și Lockheed L-2000 .
Istoria proiectului
Programul SUA pentru o aeronavă de transport supersonică cu viteză de croazieră peste Mach 2 a fost lansat în 1963. Această aeronavă trebuia să poată transporta 300 de pasageri pe rute intercontinentale și să concureze cu programe similare ale consorțiului anglo-francez Concorde și al sovieticului Tupolev Tu- 144 . S-a decis atribuirea dezvoltării aeronavei Boeing și a motoarelor către General Electric atunci când, între timp, programele europene și sovietice trecuseră deja la faza de testare a zborului supersonic. Pentru dezvoltarea motorului, a fost stabilit un parteneriat financiar între Administrația Federală a Aviației și General Electric și, în septembrie 1968, prototipul a atins 218 kN (63 200 lbf) de forță în timpul unui test pe bancă, un rezultat până atunci. dintr-un motor de aeronavă cu turbină. [3] Câțiva ani mai târziu, în 1971, din cauza costurilor ridicate și a îndoielilor cu privire la durabilitatea impactului asupra mediului, combinată cu rentabilitatea economică necunoscută, Congresul Statelor Unite a anulat programul. [4] .
Tehnică
Motorul s-a bazat în mare parte pe experiența acumulată cu J93 (instalat pe bombardierul nord-american XB-70 ) și J79 . Pentru a rezista condițiilor de utilizare caracterizate prin funcționarea la temperaturi ridicate pentru perioade relativ lungi de timp, au fost utilizate materiale speciale, cum ar fi aliajele de titan în partea din față a compresorului sau superaliajele de nichel în etapele din spate ale compresorului sau în turbină. [1]
Snorkel
Admisia de aer a fost de tip axial simetric, cu un știft central care, deplasându-se longitudinal împreună cu pereții mobili, a variat geometria în aval de gât, ajustându-l la condițiile cerute de fluxul de aer care intră în compresor. În plus, un sistem de control al stratului limită asigurat de aspirația adecvată a stratului limită a făcut posibilă menținerea stabilității undelor de șoc în fluxul de aer, garantând o bună eficiență în procesul de difuzie. [5]
Compresor
Compresorul cu flux axial avea 9 trepte. Paletele de ghidare de admisie și primul rând de statori au fost de geometrie variabilă pentru a permite pornirea și accelerarea inițială a motorului, în timp ce ultimele șase rânduri de statori au fost controlate pentru a asigura margini de siguranță cu privire la limita de pompare în croazieră și în adaptarea admisie de aer în regim transonic. Ultimul rând de statori ar putea fi folosit ca frână aerodinamică pentru oprirea în zbor a motorului. Lamele compresorului erau goale pentru a reduce greutatea. [1]
Camera de ardere
Camera de ardere a fost de tip inelar și combustibilul a fost injectat în ea cu ajutorul a 42 de duze. Pereții camerei de ardere au fost protejați și răciți de o peliculă de aer care nu a participat la ardere și care a permis limitarea temperaturii la aproximativ 815 ° C. [1]
Turbină
Turbina consta din două trepte de curgere axiale răcite cu aer curat de la a șasea treaptă a compresorului și a fost acționată de un singur arbore conectat la compresor. Temperatura maximă de admisie a turbinei a fost de aproximativ 1230 ° C (2250 ° F ). [1]
Afterburner
Arzătorul era de tip reglabil, iar combustibilul era alimentat de-a lungul a două etape. Aprinderea inițială a fost controlată de bujii incandescente, în timp ce funcționarea continuă a fost garantată de patru inele care au menținut flacăra ancorată. Pereții și structurile interne ale post-arzătorului au fost răcite de gazele de eșapament care părăsesc turbina. [1]
Duză de descărcare și inversoare de presiune
Duza de evacuare cu geometrie variabilă a constat din două secțiuni principale. Primul, controlat de servomotoare, a definit geometria părții convergente a duzei și secțiunea de gât aferentă. Al doilea, pe de altă parte, s-a adaptat aerodinamic prin definirea părții divergente a secțiunii de ieșire a duzei. Inversoarele de forță au fost integrate în partea convergentă a duzei. Acționarea lor a implicat îngustarea secțiunii gâtului cu expulzarea ulterioară a gazelor de eșapament prin deschideri către exterior realizate în pereții părții finale a eșapamentului. Au reușit să ofere o forță negativă (contrară direcției de mișcare) egală cu 50% din cea nominală. [1] [3]
Notă
- ^ a b c d e f g ( EN ) Boeing , Boeing Model 2707 - Raport de propulsie - Partea C - Evaluarea Enginge , pe dtic.mil , 6 septembrie 1966.
- ^ Motoare aeronave ale lumii , Paul H. Wilkinson, 1970. ISBN 0-911710-24-8 .
- ^ a b Flight International .
- ^ (EN) Smithsonian Institution , pe collections.si.edu. Adus pe 27 iunie 2012 .
- ^ (EN) Cea mai recentă propunere Boeing SST , pe flightglobal.com . Adus pe 27 iunie 2012 .
