El General Electric TF39 era un motor turboventilador de alto bypass que se desarrolló para impulsar el Lockheed C-5 Galaxy . El TF39 fue el primer motor a reacción de alta potencia y alto bypass desarrollado. El TF39 se desarrolló aún más en la serie de motores CF6 y formó la base de la turbina de gas industrial y marina LM2500 . El 7 de septiembre de 2017, el último C-5A activo propulsado con motores TF39 realizó su último vuelo a la Base de la Fuerza Aérea Davis-Monthan para retirarse. [1] El TF39 se retiró efectivamente, y todos los C-5 Galaxys activos restantes ahora funcionan con motores F138 (CF6).
TF39 | |
---|---|
Un TF39 en un C-5 Galaxy en ILA ( Internationale LuftfahrtAusstellung ) en Berlín, 2008 | |
Tipo | -Alta de derivación turboventilador |
origen nacional | Estados Unidos |
Fabricante | Aviación GE |
Primer intento | 1964 |
Principales aplicaciones | Lockheed C-5 Galaxy |
Número construido | 463 |
Desarrollado en | General Electric CF6 General Electric LM2500 |
Desarrollo
La Fuerza Aérea de los Estados Unidos abrió el "Programa CX-X" en 1964, con la intención de producir un avión de transporte estratégico de próxima generación . De las varias propuestas de fuselajes y motores que se devolvieron para su consideración, la aeronave de Lockheed y el motor de General Electric fueron seleccionados para el nuevo diseño en 1965.
El turboventilador de alto bypass supuso un gran salto en el rendimiento del motor, ya que ofrecía un empuje de 43.000 libras, al tiempo que mejoraba la eficiencia del combustible en aproximadamente un 25%. [2] El TF39 tenía una relación de derivación de 8 a 1, una relación de presión del compresor de 25 a 1 y una temperatura de turbina de 2.500 ° F (1.370 ° C) gracias a la avanzada refrigeración por aire forzado. El primer motor fue probado en 1965. Entre 1968 y 1971, se produjeron y entregaron 463 motores TF39-1 y -1A para impulsar la flota C-5A.
Diseño
El TF39 era un motor revolucionario de la década de 1960 con una potencia de 41.000 a 43.000 lb f (191 a 205 kN ) de empuje. Introdujo el uso de una gran relación de derivación que, junto con los avances en la tecnología central, contribuyó a una mejora significativa en la eficiencia del combustible con respecto a los motores disponibles en ese momento.
El motor incluía características desarrolladas a partir de motores GE anteriores:
- Paletas de estator variables (utilizadas en el J79 / CJ805 [3] )
- Técnicas de enfriamiento de turbinas (avanzadas desde el J93 usado en el XB-70 [3] )
- Inversor de empuje tipo cascada (del CJ805 [3] )
- Las aspas del ventilador de la primera etapa amortiguadas (amortiguadores, o cubiertas intermedias, habían sido introducidas por GE en las aspas del compresor de la primera etapa YJ93 [4] )
Hoy en día, un turboventilador convencional que ofrece un T-etapas ventilador tendría un rotor voladizo ventilador (sin ningún tipo de paletas de guía de entrada), seguido por uno o más T-etapas de sobrealimentación la corriente de núcleo solo. [5] El nombre de ventilador en T se deriva de la apariencia general del compresor LP cuando la elevación lateral se muestra en forma de diagrama.
GE adoptó un enfoque diferente con su primer turboventilador de alta relación de derivación, el TF39. Es un diseño único y muy complejo. [6] La etapa T, que sobrealimenta la corriente central, está ubicada delante del rotor del ventilador principal. La propia etapa en T comprende un minirrotor en voladizo seguido de un conjunto de paletas de guía de salida; el rotor del ventilador principal se encuentra inmediatamente detrás de estos OGV. Fuera de borda del rotor de la etapa T están las paletas de guía de entrada principal, que solo afectan la corriente de derivación. El rotor de la etapa T se extiende hasta aproximadamente la mitad del anillo de la etapa del rotor principal [4] [7] y corre en una cubierta de la punta. La etapa del ventilador principal tiene una plataforma de medio tramo / divisor de flujo que separa el anillo exterior de una etapa del anillo interior de dos etapas. [7] Estas dos etapas sobrecargan principalmente el compresor de alta presión de 16 etapas. [8] Sin embargo, una buena proporción del aire que ingresa a la etapa T se purga hacia el conducto de derivación, habiendo dos pasajes anulares que conducen al conducto de derivación. La relación de derivación nominal de 8: 1 se refiere a la relación entre el flujo másico de derivación total y el flujo másico de entrada del compresor de alta presión.
Las palas del rotor están amortiguadas . Los 'amortiguadores' son protuberancias que sobresalen en ángulo recto con el perfil aerodinámico del ventilador en la mitad de [4] a 2/3 de luz. [9] A gran velocidad, los amortiguadores de las aspas del ventilador adyacentes se juntan entre sí para evitar fallas de las aspas debido al aleteo. [9] Ellos, junto con las paletas de guía de admisión de la segunda etapa en la mitad exterior del conducto, son visibles cuando se mira hacia la admisión del motor. [10] [11]
La relación de alto bypass de 8: 1 para el TF-39 tuvo su origen en la tecnología de ventilador de elevación demostrada por GE en el avión XV-5 Vertifan . [3] Este avión tenía dos motores X353-5, cada uno de los cuales constaba de un ventilador de elevación de 62,5 pulgadas de diámetro [12] impulsado por un generador de gas (J85). La bpr en la operación VTOL fue de 12,3. [13] Este concepto de ventilador de elevación impulsado por turbina de punta se giró 90 grados y se desarrolló como un demostrador de "ventilador de crucero" de 80 pulgadas de diámetro, impulsado por un generador de gas J79. [3] Para el programa CX-X, GE demostró un motor de media escala, el GE1 / 6, con 15,830 lb de empuje y un sfc de 0.336. [14] Esto se desarrolló en el TF39 con un ventilador de 97 de diámetro. [7]
Aplicaciones
Especificaciones (TF39-1C)
Datos de [15]
Características generales
- Tipo: Turbofan
- Longitud: 312 pulgadas (792 cm)
- Diámetro: 97 en (246 cm)
- Peso seco: 8000 lb (3630 kg)
Componentes
- Compresor: Axial, ventilador de 2 etapas, compresor de alta presión de 16 etapas
- Combustores : anular
- Turbina : axial, turbina de alta presión de 2 etapas, turbina de baja presión de 6 etapas
Actuación
- Empuje máximo : 43.300 lbf (193 kN)
- Relación de presión total : 25: 1
- Consumo de combustible: ~ 3.7646 lb / s (1.7075 kg / s)
- Consumo específico de combustible : 0,313 lb / (lbf⋅h) (8,9 g / (kN⋅s))
- Relación empuje-peso : 5,4
Ver también
Desarrollo relacionado
- General Electric CF6
- General Electric LM2500
Motores comparables
- Pratt y Whitney JT9D
- Progreso D-18T
- Rolls-Royce RB211
Listas relacionadas
- Lista de motores de aviones
Referencias
- ^ http://www.westover.afrc.af.mil/News/Article-Display/Article/1303782/and-then-there-were-none-the-final-c-5a-departs-westover-arb-for -Jubilación/
- ^ General Electric - Historia de CF6 Archivado el 27 de enero de 2009 en la Wayback Machine.
- ^ a b c d e "siete décadas de progreso" General Electric, ISBN 0-8168-8355-6 , Aero Publishers Inc. p.152
- ^ a b c "Evolución de la tecnología de turbinas de gas: la perspectiva de un diseñador" Bernard L. Koff, Journal of Propulsion and Power, Vol.20 No. 4, julio-agosto de 2004, p.591
- ^ https://www.google.co.uk/search?q=br715&espv=2&biw=1401&bih=805&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ved=0ahUKEwidx4-E-u3LAhXBPhQKHZKiC3cQ_AUIBygBch&tbmGEs90
- ^ http://www.airliners.net/aviation-forums/tech_ops/read.main/86450
- ^ a b c "Manual de vuelo de aviones USAF Series C5A y C5B", TO 1C-5A-1, Lockheed Martin Corporation
- ^ "Semana de la aviación" 16 de agosto de 1965, que se muestra como figura 35 en "La historia del motor Turbofan Rolls-Royce RB211", ISBN 978-1-872922-48-5 , Rolls-Royce Heritage Trust
- ^ a b "Características de vibración resonante y aleteo de las palas del motor" AV Srinivasan, 97-GT-533, ASME, p.8
- ^ Vista frontal del TF39 . planes.cz
- ^ TF39 en funcionamiento . airliners.net
- ^ "Características aerodinámicas de un modelo a gran escala con un ventilador de elevación de carga de disco alto montado en el fuselaje" Aoyagi, Hickey y deSavigny, NASA TN D-775
- ^ "Propulsión a chorro para aplicaciones aeroespaciales" Segunda edición, Hesse y Mumford, Pitman Publishing Corporation, 1964, Tabla 11.1
- ^ "El desarrollo de motores a reacción y de turbina", cuarta edición, Bill Gunston, ISBN 0 7509 4477 3 , pág. 192
- ^ Motores de turbina de gas. Libro de consulta sobre la semana de la aviación y la tecnología espacial 2009 . pag. 119
- Gunston, Bill (2006). Enciclopedia mundial de motores aeronáuticos, 5ª edición . Phoenix Mill, Gloucestershire, Inglaterra, Reino Unido: Sutton Publishing Limited. ISBN 0-7509-4479-X.
enlaces externos
- Sitio web de General Electric TF39