Bristol Teseu - Bristol Theseus

Teseu
Bristol.theseus.arp.750pix.jpg
Preservado Bristol Teseu
Modelo Turboélice
Fabricante Bristol Siddeley
Primeira corrida 18 de julho de 1945
Aplicações principais Handley Page Hermes

O Teseu foi a primeira tentativa da Bristol Airplane Company de projetar um motor de turbina a gás . Um turboélice entregando pouco mais de 2.000 hp (1.500 kW) foi escolhido em vez de competir com empresas que já estavam desenvolvendo turbojatos. Um trocador de calor para transferir calor residual do escapamento para a saída do compressor foi necessário para atender a um requisito de consumo de combustível comparável ao de um motor a pistão. O trocador de calor foi abandonado depois que os testes mostraram que havia uma alta perda de pressão e economizou muito menos combustível do que o esperado.

Além de ser um dos primeiros motores a apresentar uma turbina de hélice gratuita , o Teseu foi o primeiro turboélice do mundo a passar em um teste de tipo em janeiro de 1947. Após 156 horas de corridas em solo e o recebimento de um certificado de teste do Ministério de Fornecimento em 28 de janeiro de 1947, dois motores Teseu foram instalados nas posições externas de um Avro Lincoln com quatro motores para testes de ar. Após o teste de solo e taxiamento, o Lincoln voou pela primeira vez em 17 de fevereiro de 1947.

O motor também foi instalado em duas aeronaves de desenvolvimento Handley Page Hermes 5 .

Ele foi logo substituído pelo design Proteus com mais poder.

Formulários

Bristol Teseu em exibição pública

Castelo Donington do Aeropark de East Midlands .

Variantes

Teseu Series TH.11
Variante sem trocador de calor
Teseu Série TH.21
Variante com trocador de calor
Teseu 502

Especificações (Teseu Th.21)

Dados de motores de aeronaves do mundo, 1946

Características gerais

  • Tipo: Turboélice de compressor misto com trocador de calor de matriz
  • Comprimento: 106 pol (2,69 m)
  • Diâmetro: 48 pol (1,22 m)
  • Peso seco: 2.310 lb (1.050 kg)

Componentes

  • Compressor: compressores centrífugos axiais de 8 estágios + 1 estágio alimentando as câmaras de combustão através de um trocador de calor
  • Combustores : 8 x câmaras de combustão de latas de aço inoxidável
  • Turbina : turbina livre axial de 2 estágios + 1 estágio axial acionando a hélice
  • Tipo de combustível: Querosene (RDE / F / KER)
  • Sistema de óleo: alimentação de pressão para rolamentos, cárter seco, óleo de grau 40 SU (13 cSt) (Intavia 620)

Desempenho

  • Potência máxima de saída: 1.950 bhp (1.450 kW) @Sea Level Static, ISA mais 500 lbf (2,22 kN) empuxo residual
  • Razão de pressão geral : 5: 1
  • Fluxo de massa de ar: 30,0 lb / s (13,61 kg / s)
  • Consumo específico de combustível : 0,57 lb / equiv. hp / h (kg / equiv. kW / h) @ Potência máxima, 300 mph, Nível do mar, ISA
  • Consumo específico de combustível: 0,5 lb / equiv. hp / h (kg / equiv. kW / h) @ Potência máxima, 300 mph, 20.000 pés, ISA
  • Razão empuxo-peso :
  • Classificação máxima de voo: 2.350 hp (1.750 kW) equivalente à potência máxima, 300 mph, nível do mar, ISA
  • Classificação máxima de voo: 1.500 hp (1.100 kW) equivalente à potência máxima, 300 mph, 20.000 pés (6.100 m), ISA NOTA: Potência equivalente definida como Potência do eixo da hélice mais (Impulso do jato * Velocidade de voo / Eficiência da hélice)

Veja também

Referências

Notas

Bibliografia

  • Gunston, Bill. Enciclopédia mundial de motores aeronáuticos . Cambridge, Inglaterra. Patrick Stephens Limited, 1989. ISBN   1-85260-163-9

links externos