Pratt & Whitney J58 - Pratt & Whitney J58

J58
Pratt & Whitney J58.jpg
Moteur J58 exposé au Evergreen Aviation & Space Museum
Taper Turboréacteur
origine nationale États Unis
Fabricant Pratt & Whitney
Première exécution 1958
Principales applications Lockheed A-12
Lockheed SR-71

Le Pratt & Whitney J58 (désignation de la société JT11D-20 ) était un moteur à réaction américain qui propulsait le Lockheed A-12 , puis le YF-12 et le SR-71 . Il s'agissait d'un turboréacteur à postcombustion avec une purge de compresseur unique vers la postcombustion qui donnait une poussée accrue à haute vitesse. En raison de la large plage de vitesse de l'avion, le moteur avait besoin de deux modes de fonctionnement pour le faire passer de l'arrêt au sol à 2 000 mph (3 200 km/h) en altitude. Il s'agissait d'un turboréacteur à postcombustion conventionnel pour le décollage et l'accélération jusqu'à Mach 2, puis il utilisait une purge permanente du compresseur vers la postcombustion au-dessus de Mach 2. La façon dont le moteur fonctionnait en croisière l'a amené à être décrit comme "agissant comme un turboréacteur ". Il a également été décrit comme un turboréacteur basé sur des déclarations incorrectes décrivant la turbomachine comme étant complètement contournée.

Les performances du moteur qui répondaient aux exigences de la mission de la CIA et de l'USAF pendant de nombreuses années ont ensuite été légèrement améliorées pour les travaux expérimentaux de la NASA (portant des charges utiles externes sur le dessus de l'avion), qui nécessitaient plus de poussée pour faire face à une traînée plus élevée de l'avion.

Développement

Origines

Le J58, désignation de l'entreprise JT11, trouve son origine dans le plus gros moteur JT9 (J91). Il s'agissait d'un JT9 à l'échelle 3/4 avec un débit massique de 300 lb/s (140 kg/s), contre 400 lb/s (180 kg/s). Le JT11 a été initialement proposé à l'US Navy sous la désignation Navy J58. Il a également été proposé pour divers avions de la Marine et de l'Air Force, par exemple le Convair F-106 , le North American F-108 , le Convair B-58C , le Vought XF8U-3 Crusader III et le North American A3J Vigilante . Aucune de ces demandes n'a fait l'objet d'un suivi.

Le J58 a été initialement développé pour l'US Navy pour propulser la version prévue de l' hydravion à réaction Martin P6M . Le P6M a commencé par utiliser des moteurs Allison J71-A-4, puis est passé au Pratt & Whitney J75 , car le J58 n'était pas prêt en raison de problèmes de développement. Lors de l'annulation de cet avion, il a été sélectionné pour le Convair Kingfish et pour le Lockheed A-12 , YF-12A et SR-71 . D'autres sources lient son origine au besoin de l'USAF d'un groupe motopropulseur pour le WS-110A, le futur XB-70 Valkyrie .

Re-conception pour Mach 3.2

J58 sur postcombustion complète, montrant des diamants de choc

Les prédictions analytiques des performances du J58 d'origine ont montré qu'à Mach 2,5, la "pression d'échappement était égale à la pression d'admission, le compresseur était profondément en surtension et il n'y avait pas d'air froid dans la chemise de post-combustion qui fondrait donc".

Le premier problème était causé par une température de refoulement trop élevée du compresseur, qui ne permettait pas d'ajouter suffisamment d'énergie dans la chambre de combustion du moteur pour fournir une poussée du générateur de gaz. Toute la pression produisant la poussée dans la tuyère provenait du bélier, comme avec un statoréacteur, et aucune du générateur de gaz. Le carburant pour la poussée ne pouvait être ajouté que dans la postcombustion, qui est devenue la seule source de poussée du moteur. La vitesse à laquelle le générateur de gaz ne produisait aucune poussée serait portée d'environ Mach 2,5 à environ Mach 3 par les modifications de conception brevetées décrites ci-dessous. Au-delà de cette vitesse, le générateur de gaz deviendrait un élément de traînée avec, à Mach 3,2 un rapport de pression de 0,9. Même une postcombustion minimale n'équilibrerait pas la traînée. L'effet a été décrit qualitativement par le concepteur d'admission de Lockheed David Campbell "..avec une postcombustion minimale, le moteur traînerait sur les supports de moteur à des nombres de Mach élevés."

La seconde a été causée par le compresseur essayant de fonctionner à une vitesse corrigée trop basse dans une zone de sa carte de compresseur connue sous le nom de « hors conception ». Le troisième a été causé par le refroidissement du conduit de postcombustion avec des gaz d'échappement de turbine trop chauds.

Le brevet américain 3 344 606 décrit les modifications apportées au moteur qui ont étendu la capacité du moteur à Mach 3.2. Ils comprenaient la déviation de 20 % de l'air d'entrée du compresseur après le 4e étage de compresseur directement vers la postcombustion via six tubes externes. Cela a permis au compresseur de fonctionner correctement avec une marge de pompage adéquate et un débit d'air accru dans le compresseur. Une partie du débit accru a quitté le compresseur après le 4e étage en tant que dérivation vers la postcombustion, et une partie a quitté le dernier étage du compresseur à travers la zone précédemment étranglée. L'augmentation du débit d'air a donné plus de poussée. Les aubes directrices d'entrée ont été modifiées avec des volets de bord de fuite pour réduire le flottement des pales et éviter les défaillances par fatigue des pales. La postcombustion a été refroidie avec l'air de prélèvement qui était de 400 °F (220 °C) plus froid que les gaz d'échappement de la turbine. Tout l'oxygène de l'air de prélèvement n'était pas disponible pour la combustion, car la majeure partie de l'air de prélèvement était dirigée dans le carénage de refroidissement avant d'entrer dans la cavité de postcombustion pour le réchauffage. Le refroidissement amélioré de la postcombustion a permis une température de flamme plus élevée, ce qui a donné plus de poussée.

Le moteur a été entièrement repensé, à l'exception des définitions aérodynamiques du compresseur et de la turbine, afin qu'il puisse fonctionner de manière fiable pendant des périodes prolongées à des températures sans précédent, non seulement à l'intérieur du moteur mais également autour des carters où se trouvent les commandes, les accessoires, le câblage électrique et le carburant et des tubes d'huile ont été localisés.

Départ

Deux méthodes de démarrage ont été utilisées pendant la durée de vie des avions A-12, YF-12 et SR-71 : un chariot de démarrage AG330, avec deux moteurs à combustion interne Buick Wildcat V8 entraînant un arbre de sortie commun, et de l'air comprimé utilisant un petit démarreur adaptateur. La méthode de démarrage pneumatique a remplacé les encombrantes "Buick" lorsque les alimentations en air comprimé sont devenues disponibles.

Carburant

Tout aéronef volant à trois fois la vitesse du son se trouve dans un environnement thermique sévère, à la fois dû à l'échauffement par friction et à l'élévation du vérin de stagnation. Le carburant était le seul dissipateur de chaleur disponible pour l'avion et après avoir absorbé 40 000 Btu/min (700 kW), en gardant tout assez froid de l'équipage à l'indicateur de zone de tuyère d'échappement, il a été fourni aux tuyères de carburant à 600 °F (316 °C). Pour faire face à ces températures élevées, un nouveau carburéacteur à faible pression de vapeur a dû être développé. Une méthode chimique pour enflammer le carburant, le triéthylborane (TEB), a été développée pour correspondre à sa faible volatilité. Le TEB s'enflamme spontanément au contact de l'air au-dessus de −5 °C. Le moteur et la postcombustion étaient allumés avec du TEB et la postcombustion avait également un allumeur catalytique qui brillait dans l'échappement chaud de la turbine. Chaque moteur transportait un réservoir scellé sous pression d'azote contenant 600 cm 3 (20,7 onces) de TEB, suffisant pour au moins 16 démarrages, redémarrages ou feux de postcombustion ; ce nombre était l'un des facteurs limitants de l'endurance du SR-71, car après chaque ravitaillement en air, les postcombustions devaient être rallumées. Lorsque le pilote a déplacé la manette des gaz de la position de coupure à la position de ralenti, du carburant s'est écoulé dans le moteur et, peu de temps après, un débit d'env. Une dose de 50 cm 3 (1,7 once) de TEB a été injectée dans la chambre de combustion, où elle s'est spontanément enflammée et a allumé le carburant avec un éclair vert. Dans certaines conditions, cependant, le flux de TEB était obstrué par des dépôts de cokéfaction sur la buse de l'injecteur, entravant les tentatives de redémarrage. Le remplissage du réservoir TEB était une tâche périlleuse ; l'équipe de maintenance portait des combinaisons anti-feu argentées. À l'inverse, le ravitaillement du JP-7 était si sûr qu'une certaine maintenance de l'avion était autorisée pendant le remplissage. L'allumage chimique a été choisi à la place d'un allumeur classique pour des raisons de fiabilité, et pour réduire la complexité mécanique. Le réservoir TEB est refroidi par le carburant qui l'entoure et contient un disque qui se rompt en cas de surpression, permettant au TEB et à l'azote de se décharger dans la postcombustion.

Une source de chaleur a dû être maîtrisée avant qu'elle ne pénètre dans le dissipateur thermique du carburant. L'air du système de contrôle de l'environnement (ECS) quittant le compresseur du moteur à 1 230 °F (666 °C) était si chaud que l'air dynamique à 760 °F (404 °C) devait être utilisé en premier. Le carburant circulant des réservoirs vers les moteurs a été utilisé pour refroidir les systèmes de climatisation, le fluide hydraulique de l' avion , l' huile moteur, l' huile du système d'entraînement des accessoires, le réservoir TEB et les lignes de commande de l'actionneur de la buse de postcombustion.

Matériaux

Le développement du J58 a entraîné certains des problèmes de développement métallurgique les plus difficiles rencontrés par Pratt & Whitney Aircraft jusqu'à ce moment-là, avec des composants fonctionnant à des niveaux de température, de contrainte et de durabilité sans précédent. De nouvelles techniques de fabrication ainsi que de nouveaux alliages ont amélioré les propriétés mécaniques et des revêtements de surface ont dû être développés pour protéger les surfaces des composants.

La fissuration prématurée des aubes et des aubes de turbine fabriquées à partir de Mar-M200 coulé de manière conventionnelle (c'est-à-dire équiaxe), le plus résistant des alliages coulés à base de nickel, a été évitée grâce au développement de pièces à solidification dirigée coulées dans le même matériau. Le Mar-M200 à solidification directionnelle est devenu le matériau de turbine coulé le plus résistant existant à cette époque et a été introduit dans les moteurs de production. Des aubes de turbine monocristallines coulées dans le Mar-M200, améliorant encore les propriétés à haute température, seraient également développées grâce à des essais sur des moteurs J58. Waspaloy était l'alliage le plus largement utilisé dans le moteur, des disques de compresseur rotatifs critiques à haute énergie aux composants en tôle. Bien qu'utilisé pour les disques de turbine dans d'autres moteurs, il n'avait pas les propriétés requises pour les disques de turbine J58. L'astroloy, le superalliage à base de nickel le plus puissant connu dans le monde occidental à l'époque, a été utilisé à la place. Waspaloy a également été utilisé initialement pour le boîtier du diffuseur, la partie qui relie le compresseur à la chambre de combustion et qui contient la pression la plus élevée dans le moteur. La fissuration des soudures du boîtier du diffuseur a conduit à l'introduction de l' Inconel 718 pour cette pièce. Le revêtement de la postcombustion a été recouvert d'un revêtement de barrière thermique en céramique qui, avec l'air de refroidissement du compresseur, a permis une utilisation continue de la postcombustion avec des températures de flamme allant jusqu'à 3 200 °F (1760 ℃).

Amélioration des performances pour la NASA

La NASA a été prêté 2 avions SR-71 pour des travaux de recherche. L'un a été modifié pour tester en vol un moteur-fusée Linear Aerospike et a été équipé de moteurs J58 à poussée améliorée. La poussée du moteur a été augmentée de 5 % pour compenser l'augmentation de la traînée de l'avion. L'augmentation de la poussée provenait d'une poussée des gaz, ou d'une augmentation de la température des gaz d'échappement, de 75 °F (42 °C). L'augmentation a été limitée par la réduction admissible de la durée de vie des aubes de turbine du deuxième étage (le composant limitant la durée de vie) de 400 à 50 heures. Les mêmes études d'amélioration de la poussée utilisées pour ce travail ont également examiné une poussée supplémentaire de 5 % provenant du combustible de postcombustion supplémentaire rendu possible par l'injection d'oxydant (protoxyde d'azote). Le taux de protoxyde d'azote aurait été limité par l'étouffement thermique de la tuyère.

Héritage

L'expérience J58 a été largement utilisée dans la proposition de moteur JTF17 pour un Mach 2,7 SST, en raison du temps de vol important à Mach 2,7 et au-dessus. Il a également été utilisé pour les moteurs ultérieurs développés par Pratt & Whitney, à la fois commerciaux et militaires. Le prochain moteur à postcombustion, le TF-30 installé dans le F-111, utilisait une tuyère secondaire montée sur la cellule avec des volets flottants similaires à celui utilisé sur le SR-71.

Les émissions de J58 ont été mesurées dans le cadre de l'expérience de sillage stratosphérique de la NASA, qui a examiné l'impact environnemental de l'utilisation de moteurs à réaction à postcombustion pour les transports supersoniques. Un moteur a été testé dans une chambre d'altitude à une condition maximale de postcombustion complète à Mach 3,0 et à 19,8 km d'altitude.

Concevoir

Solutions de compresseurs contemporaines pour le vol Mach 3

Des solutions alternatives pour lutter contre les effets néfastes d'une température d'entrée élevée sur les performances aérodynamiques du compresseur ont été rejetées par le breveté de Pratt & Whitney, Robert Abernethy. L'une de ces solutions a été utilisée dans une installation contemporaine. Le GE YJ93/ XB-70 utilisait un compresseur à stator variable pour éviter le décrochage de l'étage avant et l'étouffement de l'étage arrière.

Une autre solution possible, le refroidissement par pré-compresseur, a été utilisée sur le MiG-25 . L'eau/méthanol a été injecté à partir d'un mât de pulvérisation devant le compresseur pour abaisser la température d'admission pendant de courtes durées à vitesse maximale. Le refroidissement du pré-compresseur a également été proposé pour un Phantom de reconnaissance Mach 3 et le projet Mach 3+ F-106 RASCAL .

Conception du système de propulsion

Fonctionnement de l'entrée d'air et de la buse montrant le flux d'air à travers la nacelle

Le système de propulsion se composait de l' admission , du moteur, de la nacelle ou du flux d'air secondaire et de la tuyère d'éjection ( tuyère propulsive ). La répartition de la poussée propulsive entre ces composants changeait avec la vitesse de vol : à Mach 2,2 entrée 13 % – moteur 73 % – éjecteur 14 % ; à Mach 3.0+ entrée 54 % – moteur 17,6 % – éjecteur 28,4 %.

Admission

Visualisation du débit de Schlieren à Unstart de l'entrée axisymétrique à Mach 2

L'admission devait fournir de l'air au moteur avec une perte de pression et une distorsion acceptables. Il devait le faire dans toutes les conditions de vol.

Débit d'air de la nacelle et buse d'éjection

L'éjecteur, ou tuyère secondaire, remplissait la fonction inverse de l' admission en accélérant l'échappement de la turbine d'environ Mach 1,0, en quittant la tuyère principale, jusqu'à Mach 3. La vitesse d'échappement de Mach 3 est supérieure à la vitesse de vol de Mach 3 en raison de la température beaucoup plus élevée à l'échappement. Le flux d'air de la nacelle de l'admission contrôlait l'expansion des gaz d'échappement chauds du moteur dans la tuyère de l'éjecteur. Cet air circulait autour du moteur et servait également à refroidir les parties externes chaudes du moteur et à purger les éventuels mélanges combustibles en cas de fuite de carburant ou d'huile dans la nacelle.

Variantes

JT11-1
Version proposée avec 26 000 lbs. poussée dans la postcombustion ; Capacité de tableau de bord Mach 3.
JT11-5A
Version proposée avec 32 800 lbs. poussée dans la postcombustion ; Capacité Mach 3+.
JT11-7
Version proposée avec 32 800 lbs. poussée avec postcombustion; Capacité Mach 4.
JT11D-20
(J58-P-4) Version de production pour le SR-71.
J58-P-2
proposé pour un chasseur de l'US Navy, annulé mi-1959.
J58-P-4

Applications

Spécifications (JT11D-20)

Vue avant d'un J58 comme affiché à l' Imperial War Museum Duxford , Cambridgeshire, Royaume-Uni, aux côtés d'un Lockheed SR-71A Blackbird

Données tirées des moteurs d'avions du monde 1966/67, The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History, Military Turbojet/Turbofan Specifications,

Caractéristiques générales

  • Type : turboréacteur de postcombustion avec dérivation de purge du compresseur
  • Longueur : 180 po (4 600 mm) (un supplément de 6 po (150 mm) à température max.)
  • Diamètre : 50 po (1 300 mm)
  • Poids à sec : env. 6 000 livres (2 700 kg)

Composants

  • Compresseur : 9 étages, flux axial
  • Chambres de combustion : canules 8 brûleurs dans un carter de combustion annulaire
  • Turbine : flux axial à deux étages
  • Type de carburant : JP-7 , JP-4 ou JP-5 pour le ravitaillement d'urgence à partir de n'importe quel pétrolier ( limite de Mach 1,5)
  • Système d'huile : système de retour de pulvérisation sous pression avec refroidisseur d'huile refroidi par le carburant

Performance

  • Poussée maximale : un jour standard au niveau de la mer, vitesse nulle : installé 25 500 livres-force (113,43 kN) sur sol mouillé, 18 000 livres-force (80,07 kN) à sec. Non installé 34 000 livres-force (151,24 kN) humide, 25 000 livres-force (111,21 kN) sec
  • Rapport de pression globale : 8,8 au décollage
  • Taux de dérivation : zéro jusqu'à Mach 2, passant à 0,25 pour la postcombustion au-dessus de Mach 3
  • Débit massique d'air : 300 lb/s (8 200 kg/min) à la puissance de décollage
  • Consommation spécifique de carburant : 1.9 lb/(lbf⋅h) ou 54 g/(kN⋅s)
  • Rapport poussée/poids : 5,23

Voir également

Moteurs comparables

Listes associées

Les références

Bibliographie

  • Manuel de vol SR-71 (numéro E, modification 2 éd.). États-Unis : ministère de la Défense. 31 juillet 1989. p. 1–58 . Récupéré le 18 janvier 2020 – via SR-71 Online.

Liens externes