Flader J55 - Flader J55

Flader J55
ТипТурбореактивный
национальное происхождениеСоединенные Штаты
ПроизводительFredric Flader Inc
Первый забег1948

В Flader J55, также известный как 124 внутри компании был небольшой турбореактивный двигатель примечателен использованием сверхзвуковой осевой компрессор. Разработка началась в Fredric Flader Inc. в 1947 году, первые образцы были поставлены в 1949 году. Однако они показали гораздо меньшую мощность, чем предполагалось. В начале 1952 года последовали усовершенствованные модели, которые отвечали требованиям к производительности, но демонстрировали очень низкую надежность. Когда стали доступны малые двигатели других компаний, проект J55 был отменен в 1952 году.

История

Сверхзвуковые компрессоры

Осевой компрессор состоит из ряда пропеллер -подобные диски, известные как «ступени», каждая из которых по очереди сжимает поступающий воздух. По мере сжатия воздуха его объем уменьшается, поэтому каждая ступень имеет меньший диаметр, чем предыдущая.

В обычном турбореактивном двигателе скорость вращения компрессора ограничена, так что внешние концы лопаток остаются дозвуковыми. Если все ступени отключены от общего вала, это означает, что предельная скорость вращения будет определяться первой ступенью, которая является наибольшей. Дальнейшие этапы будут работать с гораздо более низкими концевыми скоростями, что противоречит общему принципу, согласно которому более высокие скорости вращения более эффективны. Более крупные двигатели, такие как на современных авиалайнерах, обычно включают в себя две или три «катушки», секции двигателя, работающие с разными скоростями вращения, что позволяет каждой секции компрессора достигать максимально возможных оборотов, оставаясь дозвуковой.

Кроме того, чтобы самолет мог работать на сверхзвуковой скорости, самолет обычно использует серию аппарелей или конусов для создания ударные волны которые постепенно замедляют скорость воздуха до дозвуковой, прежде чем он достигнет компрессора. Эти воздухозаборники создают сопротивление, которое должны преодолевать двигатели.

Таким образом, компрессор, работающий на сверхзвуковых скоростях, имел бы улучшенные характеристики, по крайней мере, теоретически. Это позволило бы ему работать на более высоких скоростях вращения, а также уменьшить или исключить необходимость в сложных входных отверстиях. На заре разработки двигателей сверхзвуковая аэродинамика не была хорошо изучена, и было неясно, будет ли такой двигатель более или менее эффективным, чем обычная конструкция.

Чтобы выяснить это, между 1946 и 1948 годами инженеры NACA Исследовательский центр Льюиса провел раннюю программу исследований по ступеням сверхзвукового компрессора. Они продемонстрировали очень обнадеживающие результаты; не только выполнили такую ​​проектную работу, но и степень сжатия на одной ступени была намного выше, чем в дозвуковой конструкции, в целых два раза.[1] Это позволит двигателю с заданным общий коэффициент давления быть построенным с меньшим количеством этапов, что сделает его меньше, легче и менее сложным.

Предложение Flader

Fredric Flader Inc. была образована в 1944 году для разработки небольших газотурбинных двигателей, первоначально на основе контракта с Армия США ВВС для турбовинтового двигателя мощностью 5900 л.с. (4400 кВт) - T33-FF-1. Flader открыл новый завод в г. Тонаванда, Нью-Йорк для разработки двигателя, но вскоре армия закрыла проект.[2] Компанию спасла ВМС США контракт на турбину диаметром 8 дюймов (200 мм) для аварийного питания малых судов, но позже этот контракт был выигран Солнечные турбины и работа на Flader закончилась.

В 1946 году армия приступила к разработке требований к серии из трех беспилотных самолетов, одним из которых был высокоскоростной радиоуправляемый дрон-мишень XQ-2. Райан Аэронавтикал выиграли контракт со своими Firebee конструкции, а 7 февраля 1947 г. Лаборатория электростанции Центр развития воздуха Райта объявил тендер на поставку малогабаритного двигателя для планера Ryan.[2] Предложение Фладера от 26 апреля 1947 года предлагало использовать сверхзвуковой компрессор для создания небольшого двигателя, подходящего для данной конструкции. Они предсказали, что компрессор будет иметь степень сжатия около 2,75, что примерно вдвое больше, чем у традиционных конструкций. Этого было достаточно, чтобы только один центробежный компрессор был нужен для завершения цикла сжатия двигателя.[3]

Несмотря на сопутствующие риски, предложение Flader выиграло тендер, и разработка началась двумя месяцами позже.

Раннее тестирование

Флейдер работал в тесном сотрудничестве с инженерами Lewis. Они отправили им для испытаний в июне 1948 года раннюю версию компрессора, которая продемонстрировала производительность намного ниже прогнозируемого значения. Хуже того, вопреки ожиданиям, производительность снижалась с увеличением скорости вращения, в противоположность тому, что предполагали более ранние исследования Льюиса, что было одной из главных причин использования этой конструкции. Позже это было приписано толстому пограничный слой на лезвиях. Кроме того, после примерно 35 часов работы было обнаружено, что передние кромки лопаток компрессора закручены, по-видимому, из-за чрезвычайно высоких аэродинамических нагрузок.[4]

В середине 1949 года компания Flader поставила два двигателя с пониженными характеристиками, XJ55-FF-1, для испытаний в ВВС. Они обеспечивали только 450 фунтов силы (2000 Н) тяги, что намного меньше того, что было необходимо для питания Firebee.[4] Тем не менее, Flader продолжил работу над конструкцией, и к концу 1951 года она была значительно улучшена. В январе 1952 года они поставили одну из этих улучшенных моделей, и 24 января она достигла 700 фунтов силы (3100 Н), что соответствовало требованиям. Однако во время второго испытания 31 января двигатель вышел из строя вскоре после одной минуты работы при 700 фунт-силах (3100 Н).[5]

Хотя казалось, что базовая конструкция способна обеспечить обещанные характеристики, на тот момент это была далеко не полная конструкция. Вес и расход топлива были выше проектной сметы, различные вспомогательные системы, такие как топливные и масляные насосы, не были автономными, и они оставались чувствительными к помпажам компрессора. По оценке Фладера, для устранения этих проблем потребуются еще три года разработки.[5]

Аннулирование

На тот момент на рынке появились два новых небольших двигателя с примерно необходимой мощностью: Fairchild J44 и Континентальный J69, лицензионная версия французского Turbomeca Marboré. ВВС решили использовать J69 в Firebee и вскоре отменили разработку J55.[5]

Компания Flader разработала еще несколько разовых проектов, но не нашла продолжительной работы в этой области и в конечном итоге передала свои растения в субаренду. Eaton Manufacturing в 1955 году. Итон перешел, а Фладер был свернут 2 сентября 1957 года.[6]

Описание

J55 в целом выглядел как обычный двигатель с осевым потоком, но секция оборудования располагалась перед двигателем в увеличенной области ротора. За спиннером находилась зона всасывания и ступень сверхзвукового компрессора. За ним находилась единственная центробежная ступень в отдельной цилиндрической секции. Затем последовала канальная зона сгорания, а затем одна ступень турбины.[7]

Технические характеристики (J55-FF-1 лейтенант 124)

Данные из Авиационные двигатели мира 1949,[8] Самолеты всего мира Джейн 1949-50,[9] Рейс 11 мая 1951 г.[7]

Общие характеристики

  • Тип: осевой турбореактивный двигатель
  • Длина: 79 дюймов (2007 мм)
  • Диаметр: 15,7 дюйма (399 мм)
  • Сухой вес: 300 фунтов (136 кг)

Составные части

  • Компрессор: многоступенчатый осевой сверхзвуковой компрессор
  • Камеры сгорания: кольцевая камера сгорания из нержавеющей стали с 16 топливными форсунками
  • Турбина: 1-ступенчатая осевая турбина
  • Тип топлива: Керосин (JP-1 )
  • Масляная система: Система давления, питаемая модифицированным масляным насосом турбонагнетателя при 280 кПа (40 фунтов на кв. Дюйм), продувается двумя насосами.

Спектакль

  • Максимум толкать: 770 фунтов силы (3425,13 Н) при 28600 оборотах в минуту для взлета
700 фунтов-силы (3113,76 Н) при 26800 об / мин на уровне моря, максимальная продолжительная / крейсерская
350 фунтов силы (1556,88 Н) при 19800 об / мин на холостом ходу

Рекомендации

  1. ^ Лейес и Флеминг 1999, стр. 48
  2. ^ а б Лейес и Флеминг 1999, стр. 46
  3. ^ Лейес и Флеминг 1999, стр. 47
  4. ^ а б Лейес и Флеминг 1999, стр. 49
  5. ^ а б c Лейес и Флеминг 1999, стр. 50
  6. ^ Лейес и Флеминг 1999, стр. 51
  7. ^ а б Прогресс 1951, стр. 570
  8. ^ Уилкинсон, Пол Х. (1949). Авиационные двигатели мира 1949 (7-е изд.). Лондон: сэр Исаак Питман и сыновья Ltd., стр. 56–57.
  9. ^ Бриджмен, Леонард, изд. (1949). Самолеты всего мира Джейн 1949-50. Лондон: Sampson Low, Marston & Co., стр. 28–29.

Библиография

  • Лейес, Ричард А. II; Флеминг, В. (1999). История создания малых газотурбинных авиационных двигателей в Северной Америке. AIAA. ISBN  9781563473326.
  • «Реактивный прогресс за рубежом». Бортинженер и авиастроитель. Vol. LIX (№ 2207): п.п. 566-567, 570. 11 мая 1951 г.
  • Кей, Энтони Л. (2007). История и развитие турбореактивных двигателей 1930-1960 гг.. 2 (1-е изд.). Рэмсбери: The Crowood Press. ISBN  978-1861269393.