El Pratt & Whitney J58 (designació de l'empresa JT11D-20) és un motor de reacció americà que impulsava el Lockheed A-12, i posteriorment l'YF-12 i l'avió SR-71. Era un motor turborreactor de postcombustió amb una purga de compressor única al postcombustió que proporcionava un major impuls a altes velocitats. A causa de l'ampli rang de velocitats de l'avió, el motor necessitava dos modes de funcionament per passar d'estacionari a terra a a altitud. Era un turborreactor de postcombustió convencional per a l'enlairament i l'acceleració a Mach 2 i després utilitzava una purga permanent del compressor al postcombustió per sobre de Mach 2. La manera com funcionava el motor a velocitat de creuer va fer que es descrigués com "actuant com un turboramjet". També s'ha descrit com un turboramjet basant-se en afirmacions incorrectes que descriuen la turbomàquina com si estigués completament desviada.
El rendiment del motor que complia els requisits de la missió per a la CIA i la USAF durant molts anys es va millorar lleugerament posteriorment per al treball experimental de la NASA (transport de càrregues útils externes a la part superior de l'avió), que requeria més empenta per fer front a una major resistència aerodinàmica de l'avió.
Desenvolupament Orígens El J58, designació de l'empresa JT11, tenia els seus orígens en el motor JT9 (J91) més gran. Era un JT9 a escala 3/4 amb un cabal màssic de , en comparació amb . El JT11 va ser proposat a la Marina dels Estats Units amb la seva designació J58. També es va proposar per a diversos avions de la Marina i de la Força Aèria, com ara el Convair F-106, el North American F-108, el Convair B-58C, el Vought XF8U-3 Crusader III i el North American A3J Vigilante, però cap d'aquestes aplicacions va seguir endavant.
El J58 va començar a desenvolupar-se per a la Marina dels Estats Units per impulsar el previst hidroavió a reacció Martin P6M. El P6M va començar utilitzant motors Allison J71-A-4 i després va canviar al Pratt & Whitney J75, a causa dels retards en el desenvolupament del J58. Després de la cancel·lació del P6M, va ser seleccionat per al Convair Kingfish i per al Lockheed A-12, YF-12A i SR-71. Altres fonts vinculen el seu origen amb el requisit de la USAF d'un motor per al WS-110A, el futur XB-70 Valkyrie.
Redisseny per a Mach 3.2 esquerra|miniatura|J58 en postcombustió complet, mostrant diamants de xoc Els càlculs analítics del rendiment del J58 original van mostrar tres problemes a Mach 2,5: "la pressió d'escapament era igual a la pressió d'entrada, el compressor tenia una forta sobrepressió i no hi havia aire fred al revestiment del postcombustidor que, per tant, es fongués".
El primer problema va ser causat per les temperatures excessives de subministrament del compressor, que no permetien afegir prou energia al combustor del motor per proporcionar cap empenta del generador de gas. Tota la pressió que produïa empenta al tub de reacció provenia del pistó, com passa amb un estatorreactor, i cap del generador de gas. El combustible per a l'empenta només es podia afegir al postcombustidor, que es va convertir en l'única font d'empenta del motor. La velocitat a la qual el generador de gas no produïa empenta es va augmentar d'aproximadament Mach 2,5 a aproximadament Mach 3 mitjançant canvis de disseny patentats. Més enllà d'aquesta velocitat, el generador de gas es convertiria en un element d'arrossegament amb, a Mach 3,2, una relació de pressió de 0,9. Fins i tot un postcombustidor mínim no equilibraria l'arrossegament. L'efecte va ser descrit qualitativament pel dissenyador d'entrada de Lockheed, David Campbell, "...amb un postcombustidor mínim, el motor s'arrossegaria sobre els suports del motor a nombres de Mach elevats".
El segon problema (el compressor amb una sobrecàrrega profunda) va ser causat pel fet que el compressor intentava funcionar a una velocitat corregida massa baixa en una zona del mapa del compressor coneguda com a "fora de disseny". El tercer problema va ser causat pel fet que el conducte de postcombustió es refredava amb gasos d'escapament de la turbina massa calents.
La patent nord-americana 3.344.606 descriu els canvis al motor que van ampliar la capacitat del motor a Mach 3,2. Incloïen el desviament del 20% de l'aire d'entrada del compressor després de la quarta etapa del compressor directament al postcombustidor a través de sis tubs externs. Això va permetre que el compressor funcionés correctament amb un marge de sobrecàrrega adequat i un augment del flux d'aire al compressor. Part de l'augment del flux va sortir del compressor després de la quarta etapa com a bypass cap al postcombustidor, i part va sortir de l'última etapa del compressor a través de la zona prèviament obstruïda. L'augment del flux d'aire va donar més empenta. Les pales guia d'entrada es van modificar amb flaps de vora posterior per reduir el vibrat de les pales i evitar fallades per fatiga de les pales. El postcombustidor es refredava amb l'aire de purga que era 220 °C (400 °F) més fred que el gas d'escapament de la turbina. No tot l'oxigen de l'aire de purga estava disponible per a la combustió, ja que la major part de l'aire de purga es dirigia a la carcassa de refrigeració abans d'entrar a la cavitat del postcombustidor per reescalfar-lo. La millora del refredament del postcombustió permetia una temperatura de flama més alta, cosa que donava més empenyiment.
El motor va ser completament redissenyat, excepte per les definicions aerodinàmiques del compressor i la turbina, per tal que pogués funcionar de manera fiable durant períodes prolongats a temperatures sense precedents, no només dins del motor sinó també al voltant de les carcasses on es trobaven els controls, els accessoris, el cablejat elèctric i els tubs de combustible i oli.
Combustible Qualsevol avió que voli a tres vegades la velocitat del so es troba en un ambient tèrmic sever, tant per l'escalfament per fricció com per l'ascens de l'aire per estancament. El combustible era l'únic dissipador de calor disponible per a l'avió i després d'absorbir, mantenint-ho tot prou fred des de la tripulació fins a l'indicador de la zona de la boquilla d'escapament, es subministrava a les boquilles de combustible a . Per fer front a aquestes altes temperatures, es va haver de desenvolupar un nou combustible per a avions anomenat JP-7 amb una baixa pressió de vapor. Es va desenvolupar un mètode químic per encendre el combustible, el trietil borà (TEB), per igualar la seva baixa volatilitat. El TEB s'encén espontàniament en contacte amb l'aire per sobre de -5 °C. El motor i el postcombustidor s'encenien amb TEB i el postcombustidor també tenia un encenedor catalític que brillava a l'escapament calent de la turbina. Cada motor portava un dipòsit segellat pressuritzat amb nitrogen amb 600 cm³ de TEB, suficient per a almenys 16 arrencades, reinicis o enceses de postcombustible; aquest nombre era un dels factors limitants de l'endurance de l'SR-71, ja que després de cada reabastecimiento d'aire s'havien de tornar a encendre els postcombustibles. Quan el pilot movia l'accelerador de la posició de tall a la de ralentí, el combustible fluïa cap al motor i poc després aproximadament 50 cm³ de TEB es va injectar a la cambra de combustió, on es va encendre espontàniament i va encendre el combustible amb un flaix verd. En algunes condicions, però, el flux de TEB estava obstruït per dipòsits de coc a la boquilla de l'injector, cosa que dificultava els intents de reinici. Reomplir el dipòsit de TEB era una tasca perillosa; l'equip de manteniment portava vestits de foc platejats. Per contra, el subministrament de combustible del JP-7 era tan segur que es va permetre part del manteniment de l'avió durant l'ompliment. Es va triar la ignició química en lloc d'un ignitor convencional per motius de fiabilitat i per reduir la complexitat mecànica. El dipòsit de TEB es refreda amb combustible que flueix al seu voltant i conté un disc que es trenca en cas de sobrepressió, permetent que el TEB i el nitrogen es descarreguin al postcombustidor.
Materials El desenvolupament del J58 va implicar alguns dels problemes de desenvolupament metal·lúrgic més difícils que Pratt & Whitney Aircraft ha experimentat fins ara, amb components que operen a temperatures i nivells d'estrès i durabilitat sense precedents. Les noves tècniques de fabricació, així com els nous aliatges, van millorar les propietats mecàniques i es van haver de desenvolupar recobriments superficials per protegir els components.
Disseny Solucions de compressor contemporànies per a vols a Mach 3 El titular de la patent de Pratt & Whitney, Robert Abernethy, va rebutjar solucions alternatives per combatre els efectes adversos de l'alta temperatura d'entrada sobre el rendiment aerodinàmic del compressor Una d'aquestes solucions es va utilitzar en una instal·lació contemporània. El GE YJ93/ XB-70 utilitzava un compressor d'estator variable per evitar la parada a l'etapa frontal i l'asfíxia a l'etapa posterior.
Una altra possible solució, la refrigeració del precompressor, es va utilitzar als motors R-15 del MiG-25. S'injectava aigua/metanol des d'un màstil de polvorització davant del compressor per baixar la temperatura d'admissió durant períodes curts a velocitat màxima. També es va proposar la refrigeració del precompressor per a un Phantom de reconeixement Mach 3 i el projecte F-106 RASCAL Mach 3+.
Sistema de propulsió miniatura|Funcionament de l'entrada d'aire i la boquilla que mostra el flux d'aire a través de la góndola El sistema de propulsió consistia en l'admissió, el motor, la góndola o flux d'aire secundari i la boquilla d'ejecció (boquilla propulsora). La distribució de l'empenta propulsiva entre aquests components canviava amb la velocitat de vol: a Mach 2,2 entrada 13% - motor 73% - ejector 14%; a Mach 3,0+ entrada 54% - motor 17,6% - ejector 28,4%.
Aplicacions Lockheed A-12 Lockheed M-21 Lockheed SR-71 Blackbird Lockheed YF-12 Vigilant A3J nord-americà (proposta)U.S. Air Force accepts first delivery of Raytheon Miniature Air Launched Decoy
Especificacions (JT11D-20) miniatura|Vista frontal d'un J58 tal com s'exhibeix al Museu Imperial de la Guerra de Duxford, Cambridgeshire, Regne Unit, al costat d'un Lockheed SR-71A Blackbird Dades de Motors d'avions del món 1966/67, Els motors de Pratt & Whitney: una història tècnica, Especificacions militars de turboreactors/turbofans,
Característiques generals Tipus: turboreactor de postcombustió amb bypass de purga del compressor Longitud: 4.600 mm (180 polzades) (150 mm addicionals a temperatura màxima) Diàmetre: 1.300 mm Pes en sec: aprox. 2.700 kg Components Compressor: 9 etapes, flux axial Combustors: canulars de 8 cremadors en una carcassa de combustió anular Turbina: flux axial de 2 etapes Tipus de combustible: JP-7, JP-4 o JP-5 per a reabastecimiento d'emergència des de qualsevol petrolier (límit de Mach 1,5) Sistema d'oli: sistema de retorn per polvorització a pressió amb refrigerador d'oli refrigerat per combustible Rendiment Impuls màxim: en un dia estàndard al nivell del mar, velocitat zero: instal·lada 25.500 lliures-força (113,43 kN) humida, 18.000 lliures-força (80,07 kN) seca. Desinstal·lat 34.000 lliures-força (151,24 kN) en mullat, 25.000 lliures-força (111,21 kN) en sec Relació de pressió global: 8,8 a l'enlairament Relació de derivació: zero fins a Mach 2, que augmenta a 0,25 fins al postcombustidor per sobre de Mach 3 Cabal màssic d'aire: 300 lb/s (8.200 kg/min) a la potència d'enlairament Consum específic de combustible: 1,9 lb/(lbf⋅h) o 54 g/(kN⋅s) [cal citació] Relació d'empenta-pes: 5,23 Referències
Categoria:Motors d'aviació