O webu Bannery a partneři Letecké motory Popisy motorů Teorie a další články Slovník pojmů Časté otázky Srovnání motorů Převaděč jednotek Zajímavé odkazy Literatura Expozice For English readers Ruská letecká výzbroj Popis zbraní Články Pilot Súčka Technik u dopravky Jindřichův Hradec Letecké simulátory Jesenicko 2.0 ZK VFR Objects FSbox - crashboxy Přehled scenérií ČR Poznatky z tvorby Časté problémy s FS Lock On - tutorial Ka-50 Black Shark Ostatní Cyklovýlety Akce & fotky Kalendář akcí Mapa leteckým muzeí Letecké dny v ČR/SR Letecké dny a akce Aviatická pouť 2010 Aviatická pouť 2012 CIAF 2000 CIAF 2002 CIAF 2003 CIAF 2004 CIAF 2005 CIAF 2006 CIAF 2007 IFD 2008 Přerov 2005 Přerov 2006 Flying Rhino 2005 Flying Rhino 2007 Flying Rhino 2008 Flying Rhino 2009 Ramstein Rover 2012 Náměšť, Hradec 95/6 Náměšť 1995 a 1996 Náměšť 2006 Mošnov 1989 Den NATO 2006 Den NATO 2007 Dny NATO 2008 Dny NATO 2012 Čáslav 2007 Sliač 1964 Sliač 2003 Sliač 2005 Národné let. dni 2007 Malacky 2009 CSIAF 1992 Le Bourget 2007 RIAT 2009 TLP 2008 Duxford 2008 Kecskemét 2008 Kecskemét 2010 Airpower 2009 NTM 2009 Radom 2013 Cihelna 2006 Cihelna 2007 Cihelna 2010 Cihelna 2012 Den Pásovce 2009 Den Pásovec 2010 Kbely Bílý Potok Olomouc Neředín Králíky, tvrz Bouda Lešany Vyškov AirPark Zruč TM Brno Krakow 2013 Muz. Orla Bialego Świdnica Košice SPSL 2008 Messerschmitt Stif. Schleißheim Cottbus Gatow Peenemünde Sinsheim Gatčina NASM Castle Air Museum Hill Aerospace Museum Pacific Air Museum USS Hornet Planes of Fame Cradle of Aviation Kennedy Space Center Midland Museum of Flight USS Interpid Hendon De Havilland Museum Le Bourget Museum Linköping Aeroseum Ängelholm Moskva Siem Reap Bukurešť War Remnants Museum Rimini Caproni Automoto Autosalon 2005 AUTOTEC 2008 Ecce Homo 2005 Ecce Homo 2006 Ecce Homo 2007 Ecce Homo 2008 Ecce Homo 2009 FMX Brno 2010 Fotky z letů Let nad Jeseníky I Let nad Jeseníky II Let v Piper L4J Praha - Chania 2007 Ostatní Priessnitzův pohár 07 Delfín OK-ATS JAS-39 Gripen Panorama Medlánky 24.2.2008 Depozit TM Brno Dargen Ignis Brunensis 2008 aukce Mariánské Láz. California agric. mus. Petroleum museum Možnosti webu

Switch to English Přidat k oblíbeným Verze pro tisk
Spřátelené weby
L-39 Výcvikový systém ATM Online www.airbase.cz www.militarybox.cz Československá PVO další odkazy

J58

Pratt & Whittney, USA


Jedna z prvních verzí J58 ještě bez přídavného spalování. Pravděpodobně se jedná o YJ58.


Model motoru J58-P z července 1961.


Motor byl později vybaven přídavným spalováním. Tento model je pravděpodobně J58-P2 pro námořní F8U-3 a A3J.


J58-P2 představený v roce 1963 na aerosalónu v Le Bourget.


Další varianta JT11 s přídavnám spalováním, ale ještě bez šesti obtokových trubek.


Konečná varianta J58-P4 se šesti obtokovými trubkami.

Návrhové práce na novém motoru JT11, později J58, pro doposud nevídané rychlosti začaly ve vývojovém středisku West Palm Beach na Floridě na základě požadavku US Navy v roce 1956. První motor PW navržený pro lety rychlostí M=3 byl J91 (JT9) letounů XB-70. Navzdory černé budoucnosti tohoto šestimotorového bombardéru se práce na motorech vrátily ve formě zkušenosti pro tvorbu nového a o něco menšího motoru.

Zpočátku projekt financoval přímo podnik PW, ale brzy jej začla sponzorovat US Navy, která právě vyvíjela útočný třímachový letoun. Od motorů se očekávalo poskytnutí možnosti letět dlouhodobě rychlostí M=2,5 a krátkodobě překročit rychlost M=3. Původně měly být motory instalovány do vylepšené verze North American A3J-1, ze kterého později vznikl RA-5C Vigilante.

Motor měl používat náporovou techniku stlačení vzduchu jako doplněk k nízkotlakému osovému kompresoru. Předpokládaný tah byl 11800 kp na úrovni moře. Už v roce 1957 podstupoval prototyp YJ58 sérii pozemních testů, zkoušky padesáti hodin nepřetržitého provozu byly dokončeny v srpnu 1958. Vývoj motoru byl tedy velice rychlý. První oficiální dotace ve výši 11.2 mil USB od US Navy byla přijata v srpnu 1959, měla financovat vytvoření 30 prototypů. Náklady však raketově rostly a US Navy od projektu brzy odstoupila.

Zkoušky dále a úspěšně probíhaly ve specializovaném zařízení ve Wilgoos. Zkušební zařízení bylo samo o sobě zajímavé. Dokázalo navodit podmínky letu rychlostí přes M=3.2 ve výšce 30 km. Testovací tunel byl schopen poskytovat 340kg vzduch o tlaku 2 atm každou sekundu. Není zcela jasné, zda se tak stalo už při prvních vysokorychlostních testech, ale pro navozené těch správných tepelných podmínek byl na vstup motoru J58 napojen výstup horkých plynů z J75. Obálka rychlostí a výšek letu, ve které mohl být na tomto stendu motor J58 testován, je na konci této stránky. Navíc musel PW sestrojit nové, vodou chlazené přístroje pro měření parametrů motorů. Jakmile se toto povedlo, nová, přesnější data dávala mnohem lepší představu o charakteristikách motoru.

Zatím začal Lockheed za přísného utajení pracovat na sérii výkonných letounů, určených k nahrazení U-2 a pojmenovaných A-1 až A-12. Pro tyto projekty bylo zvažováno mnoho motorů, včetně J58, který do této doby nastřádal pouze 700 hodin zkušebního provozu. Díky vlivu Kellyho Johnsona z Lockheedu a šéfkonstruktéra PW Williama H. Browna získal Lockheed 29. 8. 1959 zakázku na vytvoření A-12 se dvěma J58, pro vývoj bylo vyhrazeno 600 mil USD. Program dostal označení "Oxcart", oficiálně byl schválen 30. 1. 1960 a zahrnoval v sobě vytvoření dvanácti těchto letounů pro CIA v hodnotě 96.6 mil USD.

V první fázi projektování motoru měl tým jen 27 inženýrů, jejich množství pak bylo dále redukováno. Podobně jako zaměstnanci "Skunk Works", i tento tým v rámci zachování utajení pracoval s minimem dokumentace a tištěných smluv. Během vývoje disponoval PW jedním z nejrychlejších dostupných počítačů, IBM-710, výkon však byl na úrovni kapesních kalkulaček z 80. let, takže vývoj motoru více méně probíhal starým stylem ručních výpočtů a pokusů. Přes všechny výpočty a pozemní testy bylo některé vlastnosti nutné ověřit za letu.

Požadované extrémní letové podmínky A-12 byly pro vývojáře motoru výzvou - musel být vyvinut nový olej a palivo, díky vysokým teplotám musely být komponenty konstruovány ze speciálních slitim (nerezavějící ocel, Hasteloy X, titan), které byly do té doby používány jen na turbínové lopatky. PW byl zodpovědný také za konstrukci některých vysoce tepelně namáhaných částí motorových gondol, protože konstruktéři Lockheedu s tímto neměli žádné zkušenosti.

J58 prošel mnoha modifikacemi, které kolem roku 1960 zahrnovaly zvýšení počtu stupňů kompresoru z 8 na 9 a přidání komory přídavného spalování. Výsledky testů ukázaly, že při vysokém Machově čísle není kompresor schopen zpracovat tak velké množství přicházejícího vzduchu a dochází k nestabilní práci kompresoru (odtržení proudu vzduchu od lopatek). PW proto upravil motor tak, že za 4. stupeň kompresoru dal odsávání stlačeného vzduchu do šesti trubek, které proud vedou do komory přídavného spalování. Tam chladí hořáky, přinášejí extra kyslík pro spalování, které má tak vyšší teplotu a produkuje vyšší tah. Částečné přemostění kompresoru, spalovací komory a turbíny dělá z J58 částečně náporový motor. Navíc nejen, že toto řešení omezilo výskyt nestabilní práce kompresoru, ale také zvýšilo možné množství průtokového vzduchu o 22%, neinstalovaný tah zvýšilo o 19%, budoucí instalovaný dokonce o 47% a budoucí instalovaná specifická spotřeba klesla o 20%. Technologie přepouštění vzduchu vynalezl Bob Abernethy už v říjnu 1958, bylo mu jasné, že bez ní nebudou lety M>3 možné. Až v dubnu 1959 se mu podařilo přesvědčit PW o nutnosti tohoto řešení. Nová, již téměř finální verze J58-P4 pro A-12 měla s původní J58-P2 pro US Navy jen několik málo shodných částí - aerodynamické schéma lopatek kompresorů a turbínová část byly zachovány. O něco později však budou i tyto modifikovány.

Pozemní a letové zkoušky

Přes všechny komplikace se zcela novou koncepcí letounu byl A-12 připraven pro vzlet už po dvou letech, v prosinci 1961. Zdokonalování J58 byl ale mnohem pomalejší proces a první lety A-12, v roce 1962, musely být provedeny s motory J75 o polovičním výkonu J58. První, neplánovaný let proběhl 26. 4. 1962, 3 roky a 4 měsíce po schválení programu vládou USA. Motory J75 dostalo prvních pět letounů A-12, byly s nimi schopny dosáhnout rychlosti M=1,6 a výšky 15 km.

Bylo provedeno mnoho testů na prototypech a předvýrobních sériích motorů před tím, než byly instalovány do A-12. Doposud nebyly zkušenosti s podobným typem motorů, takže PW musel navrhnout také novou metodiku pro ověřování jejich spolehlivosti. Krom jiného to byly také testy 150 hodin nepřetržitého provozu.

Konečně 5. 10. 1962 vzlétl A-12 s instalovaným jedním motorem J58. Po ověření spolehlivosti ve všech režimech byl zbývající motor J75 vyměněn za J58 a první let s novými pohonnými jednotkami proběhl 15. 1. 1963. Prvotní testy potvrdily předpoklad nedostatečného výkonu motorů, za společného úsilí PW a Lockheed se ale charakteristiky postupně zlepšovaly. Rychlosti M=3 letoun dosáhl 20. 7. 1963, v únoru 1964 byla dosažena rychlost M=3.2. Z počátku byly motory J58 problematické hlavně díky požadavkům kompresoru na dodávku odpovídajícího množství vzduchu, kterou vstupní ústrojí, především díky jeho systému řízení, nedokázalo při některých letových režimech, zvláště manévrech, zajistit. Problém nebyl vyřešen až do zavedení elektronického systému řízení vstupního ústrojí i přes jeho větší náchylnost na teplo a vibrace. Dále se motory ukázaly být extrémně náchylné k nasávání nečistot a dokonce nasátí zapomenutých cizích objektů v gondolách motorů ještě z výroby. Řesením byla sada instrukcí pro personál - například důsledné zakrytování veškerých otvorů motorových gondol, udržování čistoty vzletové dráhy apod.

S motory a motorovými gondolami bylo během zkušebních letů spojeno mnoho dalších problémů, které byly postupně řešeny - ohýbání hřídele mezi skříní náhonů a blokem letounovými agregátů, problémy s palivovým systémem, s uchycením motoru v gondolách apod. Při zkouškách došlo k několika zajímavým událostem. Například při jednom z prvních letů, kdy došlo k nestabilní práci motoru se pilot rozhodl pro nouzové přistání. Během návratu na letiště ale obal motoru prochladl a rychle se smršťoval. Rozehřáté kompresorové lopatky se pak dotkly vnitřního pláště motoru, výsledkem bych podle pamětníků velmi působivý ohňostroj. Jindy si zase pilot stěžoval, že nedokáže překročit rychlost M=1,7. Byly demontovány motory a zjistilo se, že u jednoho byl jeden stupeň kompresoru namontován opačně, tedy nehnal vzduch dále do motoru, ale zpět vpřed.

Dodávka prvotní sady 50 motorů pro Lockheed a jeho letouny A-12 a YF-12 byla dokončena v roce 1963. Další dodávka byla v následujícím roce v množství 100 kusů už pro letouny SR-71.

Testy komplexního pohonného systému pokračovaly i několik let po zavedení SR-71 do služby. Zkoušky probíhaly až do začátku 70. let na YF-12A a YF-12C. Na přelomu 70. a 80. let byl vyvinut systém DAFICS (digitální systém řízení letu a ovládání vstupních ústrojí), který měl velmi příznivý vliv na letové charakteristiky při vysokých nadzvukových rychlostech, také se podařilo prodloužit dolet.

PROJEKTY A VARIANTY

PW měl s motory JT11 velké plány. Byly zvažovány modifikace pro všechny tehdejší projekty nadzvukových letounů, jako byl nadzvukový dopravní letoun SST nebo Convair BJ-58. Druhý letoun, známý také jako B-58C, měl být nadzvukovým transportním letounem s cestovní rychlostí M=2,5 ve výšce 21300 m, poháněný čtyřmi J58 patrně se zmenšenou komorou přídavného spalování a o tahu 10400 kp každý.

Vojenská varianta Convair model 58-9 byla také označována jako "model 62". Letoun měl pojmout 52 vyzbrojených vojáků. Dvoumotorové přepadové varianty B-58D a B-58S měly mít také motory J58, s tahem 13600 kp. Později byla zvažována i dvouproudová varianta J58.

Mezi tím uvažoval PW o jaderné verzi J58 pro nový bombardér s nízkoletícími střelami. Program CAMAL byl zrušen v roce 1960, ale Convair byl společně s PW a GE osloven, aby sestrojil dva pokusné letouny NX-2, které by testovaly tento druh pohonu. Motor navržený GE byl jednodušší, ale radioaktivní materiál vpouštěl přímo do spalovací komory a následně do atmosféry. Motor PW používal nepřímý okruh s tekutým sodíkem, který přenášel teplo z reaktoru do spalovací komory. Letouny měly vzlétnout v roce 1965 pod označením WS-125A/L, ale v roce 1961 byly odloženy jako záloha pro případ zamítnutí projektu WS-110A, ze kterého vzešel bombardér XB-70. Vyvinuté reaktory PW byly instalovány do bombardéru B-36, ve vzduch však testovány nebyly. Ani GE neprovedl letové zkoušky jaderných motorů.

Další projekt odvozený od J58 byl francouzský motor SNECMA M35. V roce 1959 SNECMA podepsala partnerské ujednání s PW. Počátkem 60. let se Francie rozhodla zůčastnit boje o vytvoření nadzvukového dopravního letounu, SNECMA měla dodat pohonnou jednotku. Toto vedlo k vyjednávání s PW o možnosti licenční výroby JT11-B3, civilní varianty J58. Francouzsko-britská smlouva z roku 1961 ale tuto možnost vyloučila, protože pro budoucí letoun Concorde se nyní počítalo s britskými motory.

Přehled označení
J58 - vojenské označení
YJ58 - prototypové označení na stendech zkoušených motorů v roce 1958
J58-P4 - původní verze dle požadavků US Navy, bez obtokových trubek, osmistupňový kompresor
JT11 - označení výrobce
JT11-F4 - označení zvažované dvouproudové varianty pro SST ze 60. let
JT11-B3 - civilní varianta JT11
JT11-B4 - uvažovaná varianta se zvýšeným tahem
JT11-D20B - konečná verze, vojenské označení J58-P2

Přípona B značí u motorů od PW, že jsou určeny pro lety ve velké výšce (například díky hořákům pro palivo JP-7).

KONSTRUKCE A ŘÍZENÍ MOTORU

Kompresor je devítistupňový. Lopatky vstupního věnce kompresoru mají dvě pozice - paralelní s proudem vzduchu pro vzlet a zrychlení do střední nadzvukové rychlosti, kdy dovolují vyšší tah; a druhou pozici, při které se část lopatky vyklopí při rychlosti přibližně M=1,9. Za čtvrtým stupněm se nacházejí ventily pro přepouštění 20% vzduchu přes šest obtokových trubek do komory přídavného spalování. Přepouštění vzduchu zamezuje nestabilní práci kompresoru - odtržení proudu od lopatek na zadních stupních kompresoru. O přechodu na obtokový režim rozhoduje systém řízení motoru na základě teploty na vstupu motoru a otáčkách. Ventily se otevírají při vstupní teplotě 85 - 115°C, která odpovídá Machovu číslu 1,8 až 2,0. Při této rychlosti odchází přes ventily zatím jen minimum vzduchu a jejich otevření tedy nemá žádný vliv na plynulý provoz motoru. Spalovací komora je trubkově-prstencová s osmi hořáky a celkem 48 palivovámi tryskami. Turbína je osová, dvoustupňová. Krátká komora přídavného spalování je zakončena výstupní tryskou motoru, regulující otáčky motoru. Její průřez je ovládán čtyřmi hydraulickými válci. Tryska je konvergentní pro let nízkou rychlostí nebo bez změny průřezu při letu vysokou rychlostí. Hlavní slovo při vytváření tahu ve výstupním ústrojí motoru-gondoly má pak druhá tryska, která již není součástí motoru.

Na lopakty vstupního věnce a první stupeň kompresoru byl použit titan, zbytek motoru (až na skříň náhonů) je vyroben z různých niklových ocelí (Waspaloy, INCO 718, Hastelloy X, Astroloy, IN100/MAR-M-200DS, L605).

Motorové gondoly letounů "Blackbird"

Konstrukce motorových gondol má zcela zásadní vliv na generování tahu při hypersonické rychlosti a zajištění spolehlivé práce motoru. Gondolami vedou dva hlavní proudy vzduchu - vnitřní skrz motor a vnější kolem pláště motoru. Oba proudy jsou propojeny různými dvířky a uzávěrami, které jsou ovládány regulačním systémem. Přestavenímt vstupní a výstupní části gondol spolu s řízením připouštěcích a odpouštěcích otvorů se mění druh pohonné jednotky (systém motor-gondola). Vnější vzduchový kanál při vysoké rychlosti pak funguje jako náporový motor, kterému dodává energii motor J58.

Vstupní kužel řídí počítač a pohybuje se automaticky tak, aby byly vznikající rázové vlny ve správné pozici vzhledem ke vstupu vzduchu do gondoly. V kombinaci se složitým systémem připouštěcích a odpouštěcích otvorů a vzduchových kanálů zajišťuje celý systém přívod odpovídajícího množství podzvukového vzduchu do motoru. Při letu rychlostí M=3,2 je kužel posunut o 90 cm vzad oproti pozici při startu. Kombinací šikmých a terminální kolmé rázové vlny těsně za vstupním ústrojím je přicházející vzduchu zpomalen na podzvukovou rychlost, přičemž výrazně vzroste tlak. V difuzoru za kuželem rychlost dále klesá až na hodnotu mezi M=0,3 a M=0,5, tlak dále vzrůstá a jeho působení na plášť vstupního kanálu vyvolává při rychlosti M=3,2 až 58% celkového tahu, dalších 25% produkuje výstupní tryska, motor vyvolává jen 17% tahu (urychlením vnitřního proudu vzduchu). Každopádně motor je ten element, který celému náporovému systému dodává přídavným spalováním energii. Jen pro úplnost, při rychlosti M=2,2 vstupní ústrojí produkuje 13% tahu, motor 73% a výstupní tryska 14%.

Výstupní tryska proměnlivého průřezu (společně s tryskou motoru) zvyšuje rychlost plynu z M=0,4 za turbínou na více, než M=3,0. Zůstává sevřená až do rychlosti M=1,2. Při rychlosti M=2,4 je již plně otevřená. Nastavení pohyblivých částí gondoly při růných rychlostech ukazuje schéma na konci stránky.

Řízení a výkon motoru

Otáčky se na zemi nebo při nízkých rychlostech mění v závislosti na poloze plynové páky v oblasti mezi volnoběhem a těsně pod maximálním režimem. Při maximálním až plném forsážním režimu reguluje systém řízení motoru otáčky (přívod paliva) jako funkci vstupní kompresorové teploty, přičemž otáčky zpětně snižuje přenastavením výstupní trysky. Otáčky motoru tak zůstávají konstantní. Pohyb plynové páky v oblasti přídavného spalování mění jen přívod paliva do komory přídavného spalování a nastavení trysky. Při vysokém Machově čísle jsou otáčky motoru téměř konstantní při všech polohách plynové páky. Systém řízení motoru mění otáčky v závislosti na Machově čísle i když se nepohybuje s plynovou pákou. Při volnoběhu na zemi jsou otáčky motoru 3975 min-1 až do okolní teploty 60°C, při vyšší teplotě rostou o 50 min-1 s každým °C.

Tah s plným přídavným spalováním neinstalovaného motoru je při standardních až podmínkách dle manuálu 151,2 kN (34000 lbf). Jiné zdroje často uvádějí 144,6 kN (32500 lbf). Vzletový tah při plné forsáži ukazuje graf níže, při atmosférických podmínkách testu neinstalovaného motoru činí 113,4 kN (25500 lbf), tedy 75% instalovaného. Tah minimálního forsážního režimu je přibližně 85% tahu plné forsáže na úrovni moře a 55% ve velké výšce. Zapálení forsáže po přesunutí plynové páky za zarážku forsáž trvá 3 sekundy na úrovni moře a do 7 sekund ve velké výšce. Maximální tah je 70% plné forsáže na úrovni moře, 28% ve velké výšce.

Palivo

Operační obálka J58 si vyžaduje speciální palivo. Drak letounu se při hyperonickém letu značně zahřívá, zahřívají se i nádrže, proto musí být palivo značně tepelně stabilní. Navíc v tomto případě palivo neslouží pouze jako zdroj energie, ale je použito také jako médium hydraulického systému motoru a ke chlazení letounu při letu vysokou rychlostí. Pro tyto podmínky bylo vyvinuto tepelně stabilní palivo JP-7 (PWA 535, vojenské označení MIL-T-38219) a PWA 523E. Nevznítí se ani při zahřátí na vysokou teplotu (po průchodu chladícím systémem má přes 320°C) a v nevaří se při nízkém tlaku. Důležitou vlastností je vysoké luminometrické číslo, které snižuje sálavý přenos tepla plamene na exponované části motoru, navíc snižuje infračervené demaskující emise a kouřivost motoru. 0,019% objemu paliva tvoří mazací aditivum PWA 536 k zajištění odpovídajícího mazání hydraulických čerpadel. Tepelná odolnost paliva neumožňuje zapálení jiskrou, zapalováno musí být chemicky, trietylboranem (TEB). TEB je velmi těkavá látka, při teplotě nad -5°C se při kontaktu se vzduchem sama vznítí. Zásoba TEB je uchovávána v nádrži na horní části motoru v prostoru spalovací komory, stačí k 16ti spuštěním motoru nebo zapálení přídavného spalování. Okamžik vstříknutí TEB do spalovacích komor se projevuje nápadně zeleným plamenem, který je možné vidět na některých fotografiích. Více o palivu zde.

Externí startér

J58 potřebuje speciální externí startér AG330. Na vozíku jsou umístěny dva závodní osmiválcové motory Buick 455, později Chevrolet 454, se společným výkonem 600 koní. Při roztočení motoru na otáčky 1200 min-1 se do spalovací komory vstříklo 50 ccm TEB a zažehlo se tím palivo. Při otáčkách přibližně 3000-3200 min-1 se startér odpojoval od motoru.


Další desítky kvalitních fotografií naleznete zde a ve zdrojích.

ZAJÍMAVOSTI

  • Jde o první motor zkoušený vojenským letectvem při rychlosti M=3.
  • V červenci 1976 ustanovil SR-71 světový výškový rekord, když dosáhl výšky 25929 m, v témže roce jiný letoun SR-71 dosáhl oficiálně nejvyšší a dodnes nepřekonané rychlosti 3528 km/h.
  • Přibližná spotřeba paliva při letu rychlostí M=3,2 a ve výsce přes 24 km je 24000 kg/h pro každý motor.
  • Existence motoru byla odtajněna 28. 2. 1964.
  • Při cestovní rychlosti M=3,2 dochází k extrémnímu tepelnému namáhání všech součástí letounu. Teploty v různých částech motoru jsou následující.
    • Obal zadní části motoru se zahřívá až na 650°C.
    • Teplota vzduchu na vstupu do motoru 420°C.
    • Teplota paliva 315-370°C.
    • Teplota oleje 370-540°C.
    • Teplota vzduchu na kompresorem 760°C.
    • Teplota plynů před turbínou 1090°C.
    • Teplota plynů za turbínou 790°C.
    • Teplota v komoře přídavného spalování 1760°C.
    • Teplota vzduchu v obtokových trubkách 560°C.
    • Teplota vnějšího gondolového proudu vzduchu v prostoru trysky motoru 650°C.
  • Poměr místního a atmosférického tlaku plynu při letu M>3:
    • Na vstupu do motoru 38,8.
    • Ve spalovací komoře 112.
    • Za turbínou 35,5.
    • Za motorovou tryskou 31,2.

SR-71

ZÁKLADNÍ TECHNICKÉ ÚDAJE MOTORU J58

Tah motoru na maximálním režimu101.2 kN (106.3 kN)
Tah motoru na plném forsážním režimu144,6 kN (151.3 kN)
Hmotnost motoru2835 kg
Délka motoru5440 mm
Průměr motoru1450 mm
Průtokové množství vzduchu (M=0, H=0)148 kg.s-1
Celkový stupeň stlačení za kompresorem8,8
Maximální výška pro stabilní práci motoru~ 24 km
Volnoběžné otáčky (T < 60°C)3975 min-1
Maximální otáčky motorupřibližně 7500 min-1
Přípustná teplota plynů za turbínou860°C
Hodnoty tahu v závorce jsou hodnoty z letového manuálu SR-71.
Délka motoru se při velkém zahřívání prodlouží o 150 mm.
Průměr motoru se při velkém zahřívání zvětší o 75 mm.
Podle jiného zdroje je průtok vzduchu 204 kg.s-1.



Vzletový tah instalovaného motoru J58.


Obálka, ve které mohl být motor J58 zkoušen na speciálním testovacím stendu s motorem J75.


Schémata nastavení vstupního kužele, připouštěcích a odpouštěcích otvorů a výstupní trysky pro různé rychlosti letu.




Ovladatelná lopatka vstupního věnce.


Některé zdroje použitých informací a obrázků:

Komentáře k této stránce
jméno    kontrolní výpočet 5 + 1 =           
Není možné vkládat odkazy začínající http://, použijte h**p://.
Všechny položky formuláře jsou povinné. Nevhodné příspěvky budou bez varování mazány.



Přístupů od 24. 4. 2002