General Electric TF39 - General Electric TF39
| TF39 | |
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| Um TF39 em um C-5 Galaxy na ILA ( Internationale LuftfahrtAusstellung ) em Berlim, 2008 | |
| Modelo | Turbofan high-bypass |
| origem nacional | Estados Unidos |
| Fabricante | GE Aviation |
| Primeira corrida | 1964 |
| Aplicações principais | Lockheed C-5 Galaxy |
| Número construído | 463 |
| Desenvolvido dentro |
General Electric CF6 General Electric LM2500 |
O General Electric TF39 era um motor turbofan de alto bypass desenvolvido para impulsionar o Lockheed C-5 Galaxy . O TF39 foi o primeiro motor a jato de alta potência e alto bypass desenvolvido. O TF39 foi desenvolvido na série de motores CF6 e formou a base da turbina a gás marítima e industrial LM2500 . Em 7 de setembro de 2017, o último C-5A ativo equipado com motores TF39 fez seu vôo final para a Base da Força Aérea Davis-Monthan para aposentadoria. O TF39 foi efetivamente aposentado, e todos os C-5 Galaxys ativos restantes agora são movidos por motores F138 ( General Electric CF6-80C2 ).
Desenvolvimento
A Força Aérea dos Estados Unidos abriu o "Programa CX-X" em 1964, com a intenção de produzir um avião de transporte estratégico de próxima geração . Das várias propostas de fuselagem e motor devolvidas para consideração, a aeronave da Lockheed e o motor da General Electric foram selecionados para o novo projeto em 1965.
O turbofan de alto desvio foi um grande salto no desempenho do motor, oferecendo um empuxo de 43.000 libras, melhorando a eficiência de combustível em cerca de 25%. O TF39 tinha uma razão de desvio de 8 para 1, uma razão de pressão do compressor de 25 para 1 e uma temperatura de turbina de 2.500 ° F (1.370 ° C) possibilitada pelo resfriamento de ar forçado avançado. O primeiro motor foi para teste em 1965. Entre 1968 e 1971, os motores 463 TF39-1 e -1A foram produzidos e entregues para impulsionar a frota de C-5A.
Projeto
O TF39 era um revolucionário de 1960 nominal do motor de 41.000 a 43.000 lb f (191 a 205 kN ) de empuxo. Ele introduziu o uso de uma grande razão de desvio que, junto com os avanços na tecnologia principal, contribuiu para uma melhoria significativa na eficiência de combustível em relação aos motores disponíveis na época.
O motor incluía recursos desenvolvidos a partir de motores GE anteriores:
- Aletas do estator variáveis (usadas no J79 / CJ805)
- Técnicas de resfriamento de turbina (avançado a partir do J93 usado no XB-70)
- Reversor de empuxo tipo cascata (do CJ805)
- Lâminas de ventilador de primeiro estágio amortecidas (amortecedores, ou coberturas intermediárias, foram introduzidos pela GE nas lâminas de compressor de primeiro estágio YJ93)
Hoje, um turbofan convencional com um ventilador em T teria um rotor de ventilador suspenso (sem quaisquer palhetas-guia de entrada), seguido por um ou mais estágios T sobrecarregando apenas o fluxo do núcleo. O nome ventilador em estágio T é derivado da aparência geral do compressor LP quando a elevação lateral é mostrada em diagrama.
A GE adotou uma abordagem diferente com seu primeiro turbofan de alta taxa de bypass, o TF39. É um design único e muito complexo. O estágio T, que sobrecarrega o fluxo do núcleo, está localizado à frente do rotor do ventilador principal. O próprio estágio T compreende um minirrotor suspenso seguido por um conjunto de palhetas-guia de saída; o rotor do ventilador principal está localizado imediatamente atrás desses OGVs. O motor de popa do rotor de estágio T são as palhetas-guia de entrada principais, que afetam apenas o fluxo de desvio. O rotor do estágio T se estende até cerca de metade do anular do estágio do rotor principal e funciona em uma cobertura de ponta. O estágio de ventilador principal tem uma plataforma / divisor de fluxo de meio vão que separa o anular externo de estágio único do anular interno de dois estágios. Esses dois estágios sobrecarregam principalmente o compressor de alta pressão de 16 estágios. No entanto, uma boa proporção do ar que entra no estágio T é sangrado no duto de desvio, havendo duas passagens anulares que levam ao duto de desvio. A taxa de desvio nominal de 8: 1 refere-se à proporção do fluxo de massa total de desvio para o fluxo de massa de entrada do compressor HP.
As pás do rotor estão retesadas . 'Snubbers' são protuberâncias que se projetam em ângulos retos para o aerofólio do ventilador no meio a 2/3 de extensão. Em velocidade, os amortecedores nas pás do ventilador adjacentes se chocam para evitar falhas nas pás devido à vibração. Eles, junto com as palhetas-guia de admissão do segundo estágio na metade externa do duto, são visíveis ao olhar para a admissão do motor.
A alta taxa de desvio de 8: 1 para o TF-39 teve suas origens na tecnologia de ventilador de elevação demonstrada pela GE na aeronave XV-5 Vertifan . Esta aeronave tinha dois motores X353-5, cada um consistindo de um ventilador de elevação de 62,5 polegadas de diâmetro acionado por um gerador de gás (J85). O bpr na operação VTOL foi 12,3. Este conceito de ventilador de elevação acionado por turbina de ponta foi girado 90 graus e desenvolvido como um demonstrador de "ventilador de cruzeiro" de 80 polegadas de diâmetro, acionado por um gerador de gás J79. Para o programa CX-X, a GE demonstrou um motor de meia escala, o GE1 / 6, com 15.830 lb de empuxo e um sfc de 0,336. Isso foi desenvolvido no TF39 com um ventilador de 97 polegadas de diâmetro.
Formulários
Especificações (TF39-1C)
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Dados de
Características gerais
- Tipo: turbofan
- Comprimento: 312 pol. (792 cm)
- Diâmetro: 97 pol (246 cm)
- Peso seco: 8.000 lb (3630 kg)
Componentes
- Compressor: Axial, ventilador de 2 estágios, compressor de alta pressão de 16 estágios
- Combustores : anulares
- Turbina : Axial, turbina de alta pressão de 2 estágios, turbina de 6 estágios de baixa pressão
atuação
- Empuxo máximo : 43.300 lbf (193 kN)
- Razão de pressão geral : 25: 1
- Consumo de combustível: ~ 3,7646 lb / s (1,7075 kg / s)
- Consumo de combustível específico : 0,313 lb / (lbf⋅h) (8,9 g / (kN⋅s))
- Razão empuxo-peso : 5,4
Veja também
Desenvolvimento relacionado
Motores comparáveis
Listas relacionadas
Referências
- Gunston, Bill (2006). World Encyclopedia of Aero Engines, 5ª edição . Phoenix Mill, Gloucestershire, Inglaterra, Reino Unido: Sutton Publishing Limited. ISBN 0-7509-4479-X.