El General Electric GE36 era un motor de avión experimental , un híbrido entre un turboventilador y un turbohélice , conocido como ventilador no conducido (UDF) o propfan . El GE36 fue desarrollado por General Electric Aircraft Engines , [3] con su socio en igualdad de condiciones de CFM International , Snecma, con una participación del 35 por ciento en el desarrollo. [4] El desarrollo se canceló en 1989.
GE36 | |
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Una maqueta del GE36 en el Musée aéronautique et espacial Safran | |
Tipo | Ventilador sin succión |
origen nacional | Estados Unidos |
Fabricante | Motores de aeronaves de General Electric |
Primer intento | 29 de agosto de 1985 [1] |
Principales aplicaciones | Boeing 7J7 (propuesto) McDonnell Douglas MD-94X (propuesto) |
Número construido | 2 [2] |
Desarrollado por | General Electric F404 |
Desarrollo
General Electric (GE) comenzó a realizar estudios y trabajos de prueba de componentes en el concepto que se convertiría en el UDF en 1981, basándose en los resultados iniciales de los primeros estudios de tecnología propfan de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) que la agencia aeroespacial lanzó por primera vez a los fabricantes de motores. en 1980. [5] GE luego siguió con pruebas de desarrollo a gran escala del GE36 a partir de 1982. [6] La NASA otorgó a GE un contrato de $ 20.4 millones en febrero de 1984 para estudiar el concepto [7] después de que la compañía mostró a la agencia su trabajo en diciembre de 1983, ya que los propios esfuerzos de investigación de propfan de la NASA avanzaban a un ritmo más lento y dependían de subvenciones adicionales del Congreso de los Estados Unidos .
Casi al mismo tiempo, GE estaba negociando con Boeing, que consideró que la tecnología UDF podría ser útil para aviones de corta distancia, para probar un motor de demostración en un avión del banco de pruebas Boeing 727 . [8] En abril se llegó a un acuerdo para probar en vuelo el UDF, con vuelos que comenzaron a fines de 1986 para evaluar un demostrador de 25.000 libras fuerza (110 kN) basado en un núcleo de General Electric F404 . El motor tendría un par de turbinas libres contrarrotantes de seis etapas , cada una con grandes diámetros funcionando a velocidades lentas, y estarían conectadas directamente a un par de ocho palas, 12 pies de diámetro (3,7 m; 140 pulg. 370 cm) abanicos no conducidos. [9] Se estimó que la relación de derivación efectiva (BPR) era de aproximadamente 30: 1 para el UDF, que era mucho mayor que las relaciones de derivación de 6: 1 de los turbofan modernos en ese momento, pero menos que los BPR de hélice / turbohélice de aproximadamente 50 : 1. La misión óptima sería en vuelos de 1000 millas náuticas (1200 millas; 1900 km) con una velocidad de crucero de Mach 0,75. [10] En mayo de 1984, Boeing comenzó a probar un modelo de prueba de contrarrotación de GE en su túnel de viento de baja velocidad de 9 por 9 pies (2,7 por 2,7 m) y en su túnel de viento transónico de 8 por 12 pies (2,4 por 3,7 m) . [11]
GE presentó un modelo a gran escala del motor en el Salón Aeronáutico de Farnborough en septiembre, prometiendo una reducción del 30 por ciento en el consumo de combustible en comparación con los motores de avión actuales sin disminuir la velocidad de crucero. Una docena de aerolíneas "se invitaron a sí mismas" a ver las instalaciones de prueba de UDF de GE cerca de Cincinnati, Ohio , afirmó el fabricante de motores, pero no solo debido a la mayor eficiencia de combustible del UDF. Las aerolíneas también apreciaron la falta de una caja de cambios de la UDF , que transfiere la potencia de la turbina a la hélice al tiempo que permite que ambas funcionen a sus respectivas velocidades de rotación óptimas , pero fue difícil de diseñar de manera confiable para alta velocidad y potencia. También les gustó que el UDF tuviera ventiladores de rotación contraria, a diferencia de los ventiladores de rotación simple que la NASA estaba estudiando principalmente, ya que los ventiladores dobles mantuvieron el diámetro de un avión de 140 asientos en aproximadamente 12 pies (3,7 m) en lugar de los 20 pies (6,1 m) de diámetro que temían las aerolíneas. [12] En el Salón Aeronáutico de París a mediados de 1985, Snecma anunció que había obtenido una participación del 35 por ciento en el programa de motores. [4] Más adelante en la década, el motor de empuje de 25,000 libras de fuerza (110 kilonewton) [13] se convirtió en la planta de energía elegida para aviones propuestos como el avión de pasajeros de dos pasillos Boeing 7J7 y el MD-91 y MD- 92 derivados del popular avión de pasillo único MD-80 de McDonnell Douglas .
El motor se sometió a 2.500 horas de pruebas a escala de modelo, después de lo cual se construyó un prototipo. El motor prototipo se probó en tierra durante 162 horas. [14] El prototipo GE36 voló 25 veces, [15] acumulando más de 41 horas de tiempo de prueba de vuelo (de las 75 horas planificadas) en un Boeing 727 desde el 20 de agosto de 1986 [16] hasta mediados de febrero de 1987, alcanzando finalmente una velocidad de vuelo de Mach 0,84 y una altitud de 39.000 pies (12.000 metros). [17] En abril de 1987, Boeing seleccionó formalmente el GE36 como el motor del Boeing 7J7 , considerando que el turboventilador con engranajes de derivación ultra alta (UHB) SuperFan IAE era menos eficiente en combustible [18] y el Pratt & Whitney / Allison 578-DX propfan engranado como insuficientemente alimentado. [19] En el Salón Aeronáutico de París en junio de 1987, GE y Snecma señalaron que estaban construyendo los componentes para un motor de diseño de producto que se probaría en un Boeing 727 en 1989. [20] Sin embargo, Boeing en agosto de 1987 pospuso la entrada en servicio. fecha del 7J7 de 1992 a 1993, y luego pospuso la fecha límite indefinidamente en diciembre de 1987. [21]
El motor de prueba de concepto de GE se instaló en un McDonnell Douglas MD-80 el 5 de abril de 1987, [22] y su primer vuelo en el banco de pruebas MD-80 fue el 18 de mayo de 1987. [23] Inicialmente el motor tenía un Configuración de ventilador de 8 palas hacia adelante y 8 palas hacia atrás, y luego fue reemplazado en el banco de pruebas por el segundo motor de demostración GE36, que tenía una configuración de 10 palas hacia adelante / 8 palas hacia atrás [24] y completó 33 horas de pruebas de vuelo a partir del 14 de agosto de 1987. [25] A pesar de ser más silencioso en esa configuración, el motor se cambió a la configuración original de 8x8 debido a un problema mecánico. GE también confirmó que para la producción, habría más aspas que en el motor de demostración, y el número de aspas en el ventilador delantero sería diferente al número en el ventilador trasero. [26]
Después de que el banco de pruebas se reconfiguró con la configuración del motor 8x8, McDonnell Douglas realizó 22 vuelos de demostración para clientes desde el aeropuerto de Long Beach . [27] Estas demostraciones de clientes tuvieron lugar entre el 22 de enero y el 26 de febrero de 1988. Los vuelos, que normalmente duraban alrededor de una hora y alcanzaban una velocidad de crucero de 0,76 Mach, recibieron al primer ministro de Finlandia, [28] 110 ejecutivos de 35 aerolíneas. y cuatro empresas de arrendamiento financiero y 70 representantes de los medios de comunicación, el ejército de los Estados Unidos, proveedores y otros fabricantes de aerolíneas. [29] La opinión general fue que la calidad del viaje era un poco diferente a la de un vuelo normal, excepto por una ligera vibración en el asiento trasero durante el despegue y el ascenso. [30] El 25 de marzo de 1988, McDonnell Douglas declaró completo el programa de pruebas de vuelo. [27] El banco de pruebas MD-80 había realizado 93 vuelos y 165 horas de prueba de vuelo, navegando a una velocidad de hasta Mach 0,865 y una altitud de 37.000 pies (11.000 metros). [31]
McDonnell Douglas reinstaló el motor GE36 en el banco de pruebas MD-80 para pruebas de vuelo adicionales en julio de 1988. [32] El avión del banco de pruebas luego voló a través del Océano Atlántico , dejando su aeródromo de prueba local de la Base de la Fuerza Aérea Edwards en California para detenerse en Minneapolis. , Minnesota , Gander, Terranova , Canadá y Keflavik, Islandia antes de finalizar el viaje de 4.700 millas náuticas (5.400 millas; 8.700 km) en el aeropuerto de Farnborough en Inglaterra el 23 de agosto. El viaje se realizó para realizar vuelos de demostración públicos diarios en el Salón Aeronáutico de Farnborough. del 4 al 11 de septiembre de 1988. [33] Se iban a realizar demostraciones de vuelos privados para ejecutivos de aerolíneas invitados antes de la exhibición aérea, y McDonnell Douglas estaba considerando volar el banco de pruebas a Europa Occidental antes de regresar a los Estados Unidos. [34] En la exhibición aérea, McDonnell Douglas y GE comenzaron discusiones de marketing con siete aerolíneas en los Estados Unidos y seis en Europa occidental; esperaban obtener alrededor de 100 compromisos de aerolíneas a mediados de 1989 para lanzar los programas MD-91 y MD-92, con la entrada en servicio en 1993 primero para el MD-91, y luego el MD-92 entrando en servicio medio año después . [35] Las pruebas de GE36 en el MD-80 terminaron ese mes después de 137 vuelos y casi 240 horas de vuelo. [36] En total, hubo 281 horas de pruebas de vuelo entre los dos aviones. [14]
Con las pruebas de vuelo del demostrador completadas, el enfoque se trasladó a la construcción de un nuevo núcleo (en lugar del F404 estándar) para aumentar la eficiencia. El compresor , la cámara de combustión y la turbina se habían hecho funcionar por separado a fines de 1988 [37] y, a mediados de 1989, el nuevo motor central se había probado durante unas 50 horas. En el momento de la cancelación del proyecto a finales de 1989, GE y Snecma estaban trabajando en la ingeniería de diseño de un generador de gas completo y un propulsor de producto. [38]
La caída de este motor en ese momento fueron las condiciones económicas (principalmente una caída importante en los precios del petróleo) posteriores al embargo petrolero de la OPEP . [ cita requerida ] A pesar de que estos motores nunca pasaron del desarrollo y las pruebas de prototipos, GE ha conservado la tecnología de compuestos de carbono detrás de las aspas del ventilador livianas. Las palas de fibra de carbono se utilizan actualmente en motores ( General Electric GE90 y General Electric GEnx ) que alimentan el Boeing 747 , el Boeing 777 y el Boeing 787 Dreamliner . [39] [40]
General Electric donó uno de los motores GE36 al Museo Nacional del Aire y del Espacio Smithsonian a través del Comando de Sistemas Aéreos Navales [41] en 1991. [42]
Diseño
Un turboventilador militar General Electric F404 prestado por el gobierno estadounidense se utilizó como base para el prototipo GE36. [43] La corriente de escape mixta del F404 se descargó a través de una turbina que impulsó dos etapas de contrarrotación de ventiladores. Aunque los motores de demostración tenían configuraciones de aspas de ventilador de 8x8 y 10x8, la configuración más eficiente que se probó tenía una configuración de aspas de 12x10. [44] La forma de cimitarra de las palas del rotor del ventilador podría operar a altas velocidades para igualar las velocidades de turborreactor o turbofán , permitiendo que el motor impulse el avión Boeing 7J7 propuesto a una velocidad de crucero de Mach 0,83. [45] Las palas de producción para las versiones MD-91 / MD-92 del motor debían diseñarse para un crucero Mach 0,78-0,80. [46]
Las aspas del ventilador UDF tenían 40 pulgadas (100 cm) de largo, y los capós giratorios hechos por Rohr Industries que encajaban alrededor de la base de las aspas tenían 62 pulgadas (160 cm) de diámetro. [47] Las palas para las pruebas iniciales fueron fabricadas directamente por General Electric, pero las palas para las pruebas de vuelo fueron fabricadas por el fabricante local de Ohio Hartzell Propeller . [48] Para los motores de producción, las palas debían ser fabricadas por el especialista británico en hélices compuestas Dowty Rotol . [49] Durante la fase de prototipo / prueba, las aspas del ventilador pesaban 22,5 y 21,5 libras (10,2 y 9,8 kg) cada una en las hélices delanteras y traseras, respectivamente, [50] pero se esperaba que pesaran menos de 20 libras (9,1 kg). ) en el momento en que el motor entró en producción. [51]
Mientras que el demostrador GE36 tenía un empuje nominal de 25,000 lbf (110 kN), la familia de motores GE36 ofrecería un rango que cubría de 12,000 a 30,000 lbf (53 a 133 kN) de empuje. El motor fue dimensionado inicialmente para producir 14.000 lbf (62 kN) para el MD-91X y 20.000-22.000 lbf (89-98 kN) para el 7J7 y MD-92X, [52] pero los requisitos de empuje se cambiaron más tarde a 22.000 lbf (98 kN) y 25,000 lbf (110 kN), respectivamente. [53]
La turbina de potencia era una turbina de seis etapas más álabes guía de entrada y salida. [54] : 46 Las doce filas de palas de turbina rotaron filas alternas en direcciones opuestas. Cada etapa era un par de rotores ; no había estatores (paletas estáticas), que generalmente siguen la sección de un solo rotor para enderezar el flujo. La hélice delantera y la mitad delantera de cada etapa están unidas a una carcasa exterior giratoria que encierra las palas del rotor de la turbina, mientras que la hélice trasera y la mitad trasera de cada etapa están unidas convencionalmente a un eje central. La turbina de contrarrotación puede funcionar a la mitad de las rpm de una turbina convencional, ya que la contrarrotación duplica la velocidad relativa, por lo que el motor no requería una caja de cambios de reducción para impulsar el ventilador. [55] El GE36 tenía una relación de radio de punta de cubo a pala de 0.425, [56] que como un diseño sin engranajes reflejaba un valor 75 por ciento más alto que para los diseños de ventiladores propulsores con engranajes. [57] Esta característica ocurrió porque el cubo tenía que encerrar un gran diámetro de turbina; Debido a la baja velocidad de rotación exigida por las hélices contrarrotantes, la turbina tenía que ser más ancha de lo habitual para generar suficiente potencia. [58] El UDF de GE tenía una relación de derivación de 35, que estaba aproximadamente a la mitad entre el BPR de 17 del IAE SuperFan y el BPR de 56 del PW-Allison 578-DX. [15] Las hélices contrarrotantes giraban a una velocidad de rotación máxima de al menos 1.393 rpm . [13]
El motor demostró un consumo específico de combustible (SFC) extremadamente bajo de 0.232 lb / (lbf⋅h) (6.6 g / (kN⋅s)) a nivel del suelo, [59] que GE afirmó que era más de un 20% más eficiente que cualquiera de los los turboventiladores existentes en oferta. [60] GE también había predicho un SFC de crucero de 0,49 para el motor de demostración; sin embargo, el SFC de crucero se reduciría a 0,40-0,41 con un nuevo diseño de generador de gas llamado "Supercore", [61] en comparación con el 0,56 de los turboventiladores existentes. [62] Snecma diseñó el compresor de alta presión (HPC) y la cámara de combustión . [63] La configuración del motor seleccionada para el MD-91 y MD-92 fue diseñada para cumplir con los estándares de ruido comunitario del Capítulo 4 del Comité de Protección Ambiental de la Aviación Civil (OACI) de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI), que entraría en efecto en 2006 y ser una reducción de diez decibelios de ruido percibido efectivos ( EPNdB ) de las normas del Capítulo 3 existentes que se establecieron en 1977. [64] El cumplimiento normativo, sin embargo, provocó una reducción del cinco por ciento en la eficiencia del combustible en comparación con la mayoría configuración eficiente del ventilador. [sesenta y cinco]
Variantes
- GE36-B14
- Motor de 14.000 lbf de empuje (62 kN) que impulsa el McDonnell Douglas MD-91X. [66]
- GE36-B22A
- Motor de 110 kN (25.000 lbf) de empuje que impulsa al Boeing 7J7 . [66]
- GE36-C22
- Motor con reducción de potencia de 22,000 lbf de empuje (98 kN) que impulsa el McDonnell Douglas MD-91 de 114 asientos. [67] [68]
- GE36-C25
- Motor de 110 kN (25.000 lbf) de empuje que impulsa el McDonnell Douglas MD-92 de 165 asientos. [67]
Especificaciones
Datos de la prueba del motor de GE , páginas 12 , 17
Características generales
- Tipo: Ventilador no conducido de accionamiento directo (sin engranajes), contrarrotación , configuración de empujador con generador de gas turbofan F404 de producción modificada
- Largo:
- Diámetro: 76,4 pulgadas (194 cm; 6,37 pies; 1,94 m) de diámetro máximo de la góndola
- Diámetro del ventilador delantero: 140,0 pulgadas (356 cm; 11,67 pies; 3,56 m) [69]
- Diámetro del ventilador de popa (configuración de 10 aspas delanteras + 8 aspas traseras): 132,0 pulg. (335 cm; 11,00 pies; 3,35 m) [69]
- Diámetro del ventilador en popa (configuración de 8 aspas delanteras + 8 aspas traseras): 128,0 pulg. (325 cm; 10,67 pies; 3,25 m) [69]
- Peso en seco: 6.000 libras (2.700 kg) [70]
Componentes
- Compresor: compresor de flujo axial de baja presión de 3 etapas a 13.270 rpm , compresor axial de alta presión de 7 etapas a 16.810 rpm
- Turbina : turbina de baja presión de 1 etapa, turbina de alta presión de 1 etapa, turbina de potencia libre contrarrotante de 6 etapas
Actuación
- Empuje máximo : 25.000 lbf (110 kN) a 1.393 rpm
- Relación de presión total : 26: 1
- Relación de derivación : 35 [15] [1]
- Flujo másico de aire: aproximadamente 140 libras-masa / segundo
- Temperatura de entrada de la turbina: 1310 ° F (710 ° C)
- Consumo específico de combustible : Despegue : 0.232 lb / (lbf⋅h) (6.6 g / (kN⋅s)); [59] Crucero : 0,49 lb / (lbf⋅h) (14 g / (kN⋅s)) [61]
- Relación empuje-peso : 8
Aplicaciones
- Boeing 727 (banco de pruebas)
- Boeing 7J7 (propuesto)
- Banco de pruebas McDonnell Douglas MD-81 UHB
- McDonnell Douglas MD-94X (propuesto)
Ver también
- Europrop TP400
- Kuznetsov NK-12
- Kuznetsov NK-93
Desarrollo relacionado
- General Electric GE38-B5 UDF
- General Electric GE90
Motores comparables
- Pratt y Whitney / Allison 578-DX
- Progreso D-27
- Progreso D-236
- Rolls-Royce RB3011
Listas relacionadas
- Lista de motores de aviones
Referencias
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