프랫 & 휘트니 J58

Pratt & Whitney J58
J58
Pratt & Whitney J58.jpg
에버그린 항공 우주 박물관에 전시된 J58 엔진
유형 터보젯
원산지 미국
제조원 프랫 앤 휘트니
첫 번째 실행 1958
주요 응용 프로그램 록히드 A-12
록히드 SR-71

프랫 & 휘트니 J58(회사명 JT11D-20)은 록히드 A-12에 이어 YF-12와 SR-71에 동력을 공급한 미국의 제트 엔진이다.애프터버너에 대한 독특한 압축기 블리딩 기능이 있는 애프터버닝 터보제트 엔진으로 고속에서 추진력을 높였습니다.항공기의 속도 범위가 넓기 때문에, 엔진은 지상에 정지해 있는 상태에서 고도 2,200 km/h (2,000 mph)까지 이동하기 위해 두 가지 작동 모드가 필요했다.마하 2까지 이륙 및 가속을 위한 기존의 애프터버닝 터보제트로, 마하 2 이상의 애프터버너에 영구 압축기 블리딩을 사용했습니다.순항할 때 엔진이 작동하는 방식은 이 엔진을 "터보람제트처럼 작동"[1]하는 것으로 묘사하게 했다.터보 기계가 완전히 [2][3]바이패스된 것으로 기술된 잘못된 문장에 기초한 터보람제트라고도 합니다.

수년 동안 CIA와 USAF의 임무 요건을 충족한 엔진 성능은 나중에 NASA의 실험 작업(항공기 상단에 외부 탑재물을 운반하는 작업)을 위해 약간 개선되었으며, 이는 더 높은 항공기 [4]항력에 대처하기 위해 더 많은 추진력을 필요로 했다.

발전

오리진스

J58(회사명 JT11)은 보다 큰 JT9(J91) 엔진에서 유래했습니다.이것은 400파운드/초(180kg/초)[1]에서 300파운드/초(140kg/초)의 질량 흐름을 가진 3/4 스케일 JT9입니다.JT11은 J58이라는 [1]명칭으로 미 해군에 제안되었다.또한 Convair F-106, North American F-108, Convair B-58C, Vougt XF8U-3 Crusader III 및 North American A3J Vigilante와 같은 다양한 해군 및 공군 항공기에도 제안되었지만,[1] 이러한 적용은 이루어지지 않았다.

J58은 계획된 마틴 P6M 제트 비행정에 [7]동력을 공급하기 위한 미국[5] 해군의 개발을 시작했다.P6M은 처음에는 앨리슨 J71-A-4 엔진을 사용하다가 J58 개발 지연으로 인해 프랫 & 휘트니 J75로 바꿨다.P6M이 취소되자 컨베어 킹피쉬와 록히드 A-12, YF-12A, SR-71에 각각 선택되었다.그 기원은 USAF가 WS-110A용 발전소(향후 XB-70 Valkyrie)[8]를 필요로 하는 것과 관련이 있습니다.

마하 3.2를 위한 재설계

J58을 풀 애프터버너에 장착하여 충격 다이아몬드를 표시

원래 J58의 성능을 분석 계산한 결과, 마하 2.5에서 "배기 압력이 흡입 압력과 같았고 압축기가 깊은 서지 상태였으며 애프터버너 라이너에 냉기가 공급되지 않아 [9]녹지 않았다"는 결과가 나왔습니다.

첫 번째 문제는 컴프레서 공급 온도가 너무 높기 때문에 엔진 연소기에 충분한 에너지가 공급되지 않아 가스 발생기의 추력을 공급하지 못했기 때문입니다.제트 파이프의 모든 추력을 생성하는 압력은 램제트와 마찬가지로 램에서 발생하지만 가스 발생기에서 발생하지는 않습니다.추력을 위한 연료는 엔진 추력의 유일한 원천이 된 애프터버너에만 추가할 수 있었다.가스 발생기가 추력을 내지 않는 속도는 특허받은 설계 변경에 의해 약 마하 2.5에서 약 마하 3으로 향상되었습니다.이 속도를 넘어서면 가스 발생기는 마하 3.2에서 압력비가 0.[10]9인 드래그 품목이 됩니다.최소 애프터버너로도 드래그 밸런스를 맞출 수 없습니다.이 효과는 록히드 항구의 설계자인 데이비드 캠벨이 정성적으로 설명했습니다.최소 애프터 버너로 엔진이 높은 마하 [11]수치로 엔진 마운트를 끌게 됩니다."

두 번째 문제는 컴프레서가 "Off-design"으로 알려진 컴프레서 맵 영역에서 너무 낮은 보정 속도로 작동하려고 하는 데 기인했습니다.세 번째는 애프터버너 덕트가 너무 뜨거운 터빈 배기가스로 냉각되면서 발생했습니다.

미국 특허 3,344,606은 엔진의 성능을 마하 3.2까지 확장시킨 엔진의 변경 사항을 기술하고 있습니다.여기에는 4차 압축기 단계 이후 압축기 진입 공기의 20%를 6개의 외부 튜브를 통해 애프터버너로 직접 전환시키는 작업이 포함되었습니다.이를 통해 컴프레서는 적절한 서지 여유와 컴프레서의 공기 흐름을 증가시키면서 올바르게 작동할 수 있었습니다.증가된 흐름 중 일부는 애프터 버너로 우회하여 4단계 이후에 컴프레서를 떠났고 일부는 이전에 막힌 [12]영역을 통해 마지막 컴프레서 단계를 떠났습니다.기류가 증가하여 추진력이 커졌다.흡기 가이드 베인은 날개 흔들림을 줄이고 날개 피로 장애를 방지하기 위해 후미 플랩으로 수정되었습니다.애프터 버너는 터빈 배기 가스보다 400°F(220°C) 차가운 블리딩 공기에 의해 냉각되었습니다.블리딩 공기의 대부분이 재가열을 [12]위해 애프터버너 캐비티에 들어가기 전에 냉각 에어플로 커버로 유도되었기 때문에 블리딩 공기의 일부 산소를 연소할 수 없었습니다.개선된 애프터버너 냉각은 더 높은 화염 온도를 허용하여 더 많은 추진력을 제공했습니다.

이 엔진은 컴프레서와 터빈 공기역학적 [1]정의를 제외하고 완전히 재설계되었으며, 엔진 내부뿐만 아니라 컨트롤, 액세서리, 전기 배선, 연료 및 오일 튜브가 위치한 케이싱 주변에서도 전례 없는 온도에서 장시간 안정적으로 작동할 수 있도록 설계되었습니다.

시작하는

A-12, YF-12 및 SR-71 항공기의 수명 동안 두 가지 시동 방법이 사용되었습니다. 즉, 공통 출력축을 구동하는 2개의 Buick V8 엔진이 장착된 AG330 시동 카트 또는 소형 시동 어댑터를 구동하는 압축 공기입니다.에어 스타트 방식은 더 나은 압축 공기 공급이 [13]가능해졌을 때 번거로운 "Buicks"를 대체했습니다.

연료

음속의 3배 속도로 비행하는 항공기는 마찰 가열과 정체 램 상승으로 인해 심각한 열 환경에 있다.연료는 항공기에 사용할 수 있는 유일한 열제거원이었으며 40,000Btu/min(700kW)[14]을 흡수하여 승무원부터 배기 노즐 영역 표시등까지 모든 것을 충분히 냉각시킨 후 600°F(316°[15]C)에서 연료 노즐에 공급되었습니다.이러한 고온에 대처하기 위해, 낮은 증기압을 가진 새로운 제트 연료를 개발해야 했다.연료를 점화하기 위한 화학적 방법인 트리에틸 보란(TEB)이 낮은 휘발성에 맞게 개발되었습니다.TEB는 -5°C 이상의 공기와 접촉하면 자동으로 점화됩니다.엔진과 애프터 버너에는 TEB가 켜졌고 애프터 버너에는 뜨거운 터빈 [16]배기 가스 속에서 빛나는 촉매 점화 장치가 있었습니다.각 엔진은 최소 16개의 시동, 재시동 또는 애프터버너 조명에 충분한 600cm3(20.7온스)의 질소 가압 밀폐 탱크를 운반했습니다. 이 수치는 각 애프터버너에 재점화를 해야 [17]하는 것처럼 SR-71 내구성의 제한 요소 중 하나였습니다.조종사가 스로틀을 차단 위치에서 공회전 위치로 옮기자 연료가 엔진으로 흘러들어갔고, 얼마 지나지 않아 약 50cm3(1.7온스)의 TEB가 연소실로 분사되었고, 연소실에서 자연 점화되어 녹색 점멸로 연료에 불이 켜졌습니다.그러나 일부 상황에서는 인젝터 노즐의 코크 침전물에 의해 TEB 흐름이 차단되어 재시작 시도가 방해되었습니다.TEB 탱크를 다시 채우는 것은 위험한 작업이었다; 정비원들은 은색 방화복을 [18]입었다.반대로, JP-7 연료 주입은 매우 안전하여 충전 중에 일부 항공기 정비가 허용되었다.화학적 점화는 신뢰성 및 기계적 복잡성을 줄이기 위해 기존의 점화기 대신 선택되었습니다.TEB 탱크는 연료로 냉각되며, 과압 시 파열되는 디스크가 들어 있어 TEB와 질소가 애프터버너로 배출됩니다.

하나의 열원은 2단계 감소가 필요했습니다.연료 히트 싱크 시스템에 들어가기 전에 엔진 컴프레서에서 나오는 환경 제어 시스템(ECS) 공기가 너무 뜨거워서 760°F(404°[19]C)의 램 공기를 먼저 사용해야 했습니다.탱크에서 엔진으로 흐르는 연료는 에어컨 시스템, 항공기 유압 오일, 엔진 오일, 액세서리 구동 시스템 오일, TEB 탱크 및 애프터버너 노즐 액추에이터 제어 [20]라인을 냉각하는 데 사용되었습니다.

자재

J58의 개발에는 지금까지 Pratt & Whitney Aircraft가 경험한 가장 어려운 야금 개발 문제가 포함되었으며, 구성 요소는 전례 없는 온도와 수준의 응력 및 [21][22]내구성에서 작동했습니다.새로운 제조 기술과 새로운 합금은 기계적 특성을 향상시켰고, 구성 요소를 보호하기 위해 표면 코팅이 개발되어야 했습니다.

터빈 베인과 가장 강한 주조 니켈 베이스 합금인 Mar-M200으로 만든 블레이드의 조기 균열은 동일한 재료에 주조된 방향성 고화 부품을 개발함으로써 방지되었습니다.방향성 고화된 Mar-M200은 지금까지 가장 강력한 주조 터빈 재료가 되었으며 생산 엔진에 도입되었습니다.Mar-M200에서 주조된 단결정 터빈 블레이드도 J58 엔진 테스트를 통해 개발될 예정입니다.Waspaloy는 중요 고에너지 회전 압축기 디스크에서 시트로 만든 부품에 이르기까지 엔진에서 가장 널리 사용되는 합금입니다.다른 엔진의 터빈 디스크에 사용되었지만 J58 터빈 디스크에 필요한 특성은 없었습니다.그 대신 서양에서 가장 강한 니켈기 초합금인 아스트로로이(Astrooy)가 사용되었습니다.와스팔로이는 컴프레서를 연소기에 결합하고 엔진에서 가장 높은 압력을 포함하는 부분인 디퓨저 케이스에도 초기에 사용되었습니다.디퓨저 케이스 용접 균열로 인해 이 부품에 Inconel 718이 도입되었습니다.애프터 버너 라이너에는 압축기의 냉각 공기와 함께 최대 3,200°F(1,760°C)[10]의 화염 온도에서 애프터[23] 버너를 지속적으로 사용할 수 있는 세라믹 열 장벽 코팅이 분사되었습니다.

NASA의 퍼포먼스 향상

NASA는 연구를 위해 SR-71 항공기 2대를 대여받았다.하나는 리니어 에어로스피크 로켓 엔진을 시험하기 위해 개조되었고 추력 강화 J58 [4]엔진이 장착되었다.증가한 항공기 항력을 상쇄하기 위해 엔진 추력이 5% 증가했습니다.증가된 추력은 75°F(42°C)의 스로틀 푸시 또는 배기 가스 온도 업트림에서 비롯되었습니다.2단계 터빈 블레이드(수명 제한 구성 요소)의 수명을 400시간에서 50시간으로 줄일 수 있어 증가폭이 제한되었습니다.이 작업에 사용된 동일한 추력 향상 연구에서도 산화제 주입(아산화질소)으로 가능한 추가 애프터버너 연료로부터 5%의 추력을 추가로 조사했다.아산화질소 속도는 [24]노즐의 열적 질식에 의해 제한되었을 것입니다.

레거시

J58 경험은 마하 2.7 이상의 상당한 비행 시간으로 인해 마하 2.7 SST에 대한 JTF17 엔진 제안에서 광범위하게 사용되었습니다.그것은 또한 상업용과 군사용으로 Pratt & Whitney에 의해 개발된 후속 엔진에도 사용되었다.다음 애프터버닝 엔진인 F-111에 장착된 TF30은 SR-71에 [25]사용된 것과 유사한 자유 플로팅 플랩을 가진 기체 장착 보조 노즐을 사용했습니다.

J58 배출물은 초음속 수송을 위해 애프터 연소 제트 엔진을 사용하는 것이 환경에 미치는 영향을 살펴본 NASA 성층권 웨이크 실험의 일부로 측정되었다.엔진은 고도 챔버에서 마하 3.0과 19.8km [26]고도에서 최대 애프터 연소 상태로 테스트되었습니다.

설계.

마하 3 비행을 위한 최신 압축기 솔루션

높은 흡기 온도가 압축기의 공기역학적 성능에 미치는 악영향을 방지하기 위한 대안 솔루션은 Pratt & Whitney 특허권자인 Robert Avernethy에 [12]의해 거부되었습니다.그 솔루션 중 하나는 현대식 설치에서 사용되었습니다.GE YJ93/XB-70은 가변 스테이터 컴프레서를 사용하여 프론트 스테이지의 스톨과 리어 스테이지의 [27]질식을 방지합니다.

MiG-25에는 프리컴프레서 냉각이 사용되었습니다.최대 속도에서 [28]짧은 시간 동안 흡입 온도를 낮추기 위해 컴프레서 앞쪽에 있는 스프레이 마스트에서 물/메탄올을 주입했습니다.마하 3 정찰용[29] 팬텀과 마하 3+ F-106 RASCAL [30]프로젝트에도 프리컴프레서 냉각이 제안되었습니다.

추진 시스템 설계

공기 흡입구 및 노즐의 작동으로 나셀을 통한 공기 흐름 표시

추진 시스템은 흡기, 엔진, 나셀 또는 2차 공기 흐름과 이젝터 노즐(추진 [11]노즐)로 구성되었습니다.이러한 구성 요소 간의 추진 추력 분포는 비행 속도에 따라 변화했습니다. 마하 2.2 흡입구 13% – 엔진 73% – 이젝터 14%; 마하 3.0+ 흡입구 54% – 엔진 17.6% – 이젝터 28.4%[11]입니다.

섭취

마하 2에서의 축대칭 입구 비대칭에서의 슐리렌 흐름 가시화

흡기구는 허용 가능한 압력 손실과 왜곡을 통해 엔진에 공기를 공급해야 했습니다.그것은 모든 [31]비행 조건에서 이것을 해야만 했다.

나셀 기류 및 이젝터 노즐

이젝터 또는 2차 노즐은 1차 노즐을 떠나 마하 [32]3으로 되돌아갈 때 터빈 배기가스를 약 마하 1.0에서 가속하는 흡입구의 역기능을 수행했습니다.마하 3 배기 속도는 배기 온도가 훨씬 높기 때문에 마하 3 비행 속도보다 높습니다.흡기구의 나셀 기류는 이젝터 [33]노즐의 뜨거운 엔진 배기 팽창을 제어했다.이 공기는 엔진 주위를 흐르며 엔진의 뜨거운 외부 부품을 냉각시키고 나셀에서 연료 또는 오일 누출이 발생할 경우 가연성 혼합물을 제거하는 역할도 했습니다.

변종

JT11-1
애프터버너에서 26,000파운드 스러스트를 가진 제안 버전, 마하 3 대시 기능.[1]
JT11-5A
애프터버너에 32,800파운드 스러스트, 마하 3 이상의 [1]성능을 갖춘 권장 버전.
JT11-7
32,800파운드 추력(애프터 버너 포함), 마하 4 [1]기능을 갖춘 권장 버전.
JT11D-20
(J58-P-4)[1] SR-71용 실가동 버전
J58-P-2
미 해군 전투기를 제안했다가 1959년 [1]중반에 취소됐어요
J58-P-4

적용들

사양(JT11D-20)

영국 캠브리지셔 주 덕스포드 제국전쟁박물관에 록히드 SR-71A 블랙버드와 함께 전시된 J58 정면도

1966/[34]67년 세계의 항공기 엔진 데이터, 프랫 앤 휘트니의 엔진: 기술 역사,[1] 군사용 터보젯/터보팬 사양,[35][36]

일반적인 특징

  • 유형: 압축기 블리딩 바이패스가 있는 애프터버닝 터보제트
  • 길이: 180인치(4,600mm)(최대 온도에서 6인치(150mm) 추가)
  • 직경: 50인치(1,300mm)
  • 건조 중량: 약 6,700 kg

구성 요소들

  • 컴프레서: 9단, 축류
  • 연소기: 고리형 연소 케이스에 있는 8개의 버너 캔
  • 터빈: 2단 축류
  • 연료 종류: 모든 유조선에서 긴급 급유 시 JP-7, JP-4 또는 JP-5(마하 1.5 제한)
  • 오일 시스템: 연료 냉각 오일 쿨러가 있는 압력 스프레이 리턴 시스템

성능

  • 최대 추력: 해수면에서의 표준일, 제로 에어 스피드: 25,500파운드(113.43kN)의 습식 설치, 18,000파운드(80.07kN)의 건조.34,000파운드 (151.24kN) 습식, 25,000파운드 (111.21kN) 건조[37] 제거
  • 전체 압력비: 이륙 시 8[38].8
  • 바이패스비: 마하2까지 0, 마하3보다 큰 애프터버너에 0.25까지 상승
  • 공기량: 이륙동력시 300파운드/초(8,200kg/분)
  • 특정 연료 소비량: 1.9파운드/(lbfµh) 또는 54g/(kNµs)
  • 스러스트 대 중량비: 5.23[39]

「 」를 참조해 주세요.

동등한 엔진

관련 리스트

레퍼런스

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참고 문헌

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외부 링크

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