Motori aeronautici a ciclo variabile -Variable cycle engine (VCE) - Sviluppi imminenti
Un motore a ciclo variabile (VCE) è un motore a reazione per aerei che è progettato per funzionare in modo efficiente in condizioni di volo misto:
- subsonico,
- transonico
- e supersonico.
La prossima generazione di trasporto supersonico (SST) dovrà necessariamente richiedere una qualche forma di VCE. I motori per gli SST richiedono un'elevata spinta specifica (spinta netta/flusso d'aria) in supercrociera per mantenere la sezione trasversale del propulsore al minimo, in modo da ridurre la resistenza aerodinamica dell'aeromobile. Purtroppo, questo implica un'alta velocità del getto non solo in crociera supersonica, ma anche al decollo, il che rende l'aereo molto rumoroso.
Un motore ad alta spinta specifica ha un'alta velocità del getto per definizione, come implica la seguente equazione approssimativa per la spinta netta:
dove:
- portata massima di aspirazione
- velocità del getto completamente espansa (nel pennacchio di scarico)
- velocità di volo dell’aereo.
Quindi per la velocità di volo zero, la spinta specifica è direttamente proporzionale alla velocità del getto.
Il motore Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde aveva un'elevata spinta specifica in crociera supersonica ed anche alla potenza di decollo a secco. Questo da solo rendeva i motori rumorosi; il problema fu accentuato dalla necessità di una modesta quantità di postcombustione al decollo e durante l’accelerazione transonica. Un SST VCE avrebbe dovuto aumentare sostanzialmente il flusso d'aria del motore al decollo, per ridurre la velocità del getto ad una determinata spinta (cioè una spinta specifica inferiore).
Un concetto SST VCE è il motore della ventola in tandem. Il motore è dotato di due turboventole (FAN), entrambi montati sull'albero a bassa pressione, con una notevole distanza assiale tra le unità. In volo normale, il motore è in modalità di crociera, con il flusso che lascia passare la ventola anteriore direttamente nella seconda ventola, il motore si comporta come un normale turbofan. Tuttavia, per il decollo, la salita, la discesa finale e l'avvicinamento, la ventola anteriore può scaricare direttamente attraverso un ugello ausiliario sul lato inferiore della gondola del propulsore. Le prese d'aria ausiliarie sono aperte su ogni lato del propulsore, permettendo all'aria di entrare nella ventola posteriore e di avanzare attraverso il resto del motore. Il funzionamento delle ventole in questa modalità parallela aumenta sostanzialmente il flusso d'aria totale del motore in spinta, con il risultato di una minore velocità del getto e di un motore più silenzioso. Negli anni '70, la Boeing modificò un Pratt & Whitney JT8D in configurazione Tandem Fan e dimostrò con successo il passaggio dal funzionamento in serie al funzionamento in parallelo (e viceversa) con il motore in funzione, anche se a potenza parziale.
Nel concetto di Mid Tandem Fan, un ventilatore monostadio ad alto flusso specifico si trova tra i compressori ad alta pressione (HP) e a bassa pressione (LP) di un turbogetto. Solo l'aria di bypass può passare attraverso il FAN, mentre il flusso di uscita del compressore LP passa attraverso speciali passaggi all'interno del disco del ventilatore FAN, direttamente sotto le pale del rotore. Una parte dell'aria di bypass entra nel motore attraverso una presa ausiliaria. Durante il decollo e l'avvicinamento il motore si comporta come una normale turboventola civile, con un livello di rumorosità del getto accettabile (cioè una bassa spinta specifica). Tuttavia, per la crociera supersonica, le pale di guida della ventola di aspirazione variabile e l'aspirazione ausiliaria si chiudono per ridurre al minimo il flusso di bypass e aumentare la spinta specifica. In questa modalità il motore si comporta più come un turboreattore "a perdita" (ad esempio l'F404).
Nel Turbofan a flusso misto con concetto di eiettore, un motore a basso rapporto di bypass è montato davanti ad un lungo tubo, chiamato eiettore. Questo dispositivo di silenziamento viene utilizzato durante il decollo e l'avvicinamento. I gas di scarico del turbofan inducono aria addizionale nell'eiettore attraverso una presa d'aria ausiliaria, riducendo così la specifica velocità di spinta/getto del getto di scarico finale. Il design a flusso misto non presenta i vantaggi del design del Fan a medio-basso flusso in termini di efficienza a bassa velocità, ma è notevolmente più semplice.
Un'altra applicazione che potrebbe beneficiare dell'approccio VCE è il combattimento aereo. I progettisti devono normalmente fare un compromesso sulla spinta specifica del motore. Se scelgono una spinta specifica elevata, il consumo di carburante specifico per il riscaldamento (SFC) sarà molto buono, ma l'SFC a secco è povero. Un'elevata spinta specifica implica un elevato rapporto di pressione della ventola, che indica un'elevata temperatura dell'ugello nella potenza a secco. Di conseguenza, la spinta di spinta nel riscaldamento è relativamente bassa. Per definizione, sia il livello di spinta a secco che quello di riscaldo sono buoni.
L'opposto è vero per un motore a bassa spinta specifica, cioè un SFC scarso di preriscaldamento, un buon SFC secco e strozzato, una buona spinta di preriscaldamento e, per definizione, una bassa spinta secca e riscaldata.
Un motore ad alta spinta specifica favorirebbe un velivolo che richiede una buona durata nel combattimento riscaldato, ma sarebbe penalizzato sulla gamma disponibile in potenza a secco.
D'altra parte, un motore a bassa spinta specifica, favorirebbe un velivolo con la necessità di una lunga autonomia in potenza a secco, ma comprometterebbe il tempo trascorso in combattimento riscaldato.
Così i progettisti di motori spesso devono fare un compromesso sulla spinta specifica del motore.
Tuttavia, l'ideale Combat VCE avrebbe l'elevata spinta di riscaldo / buon riscaldo SFC associato ad un motore ad alta spinta specifica, ma avrebbe il basso SFC di un motore a bassa spinta specifica in potenza a secco ed accelerato. La progettazione di un motore di questo tipo è difficile. Tuttavia, la General Electric ha sviluppato un motore a ciclo variabile, noto come GE37 o General Electric YF120, per la competizione dei caccia YF22/YF23, alla fine degli anni '80. GE ha usato una disposizione a doppio bypass/ventilatore ibrido, ma fino ad oggi non ha mai rivelato con precisione come avessero sfruttato il concetto. Anche se l'YF120 era un buon (forse migliore) motore nel fly-off, l'USAF ha sbagliato sul lato della cautela e ha scelto il più convenzionale Pratt & Whitney F119 come propulsore per il F22 di produzione.
Il Pratt & Whitney JT11D (o J58 secondo la nomenclatura delle United States Armed Forces) era un motore aeronautico a ciclo variabile sviluppato dalla Pratt & Whitney ed utilizzato sui Lockheed A-12, SR-71 e YF-12.
Si trattava di un autoturboreattore, sorta di ibrido tra un motore a turbogetto ed uno statoreattore.
Il JT11D fu inizialmente sviluppato negli anni cinquanta dalla Pratt & Whitney prima come programma interno autofinanziato e successivamente per soddisfare le specifiche di progetto di una versione migliorata (poi cancellata) del North American A3J-1 della United States Navy che prevedevano una velocità di crociera di Mach 2,5 con brevi punte a Mach 3. Il motore venne definito nella sua struttura principale nel 1956 mentre l'assemblaggio dei primi prototipi iniziò nel 1957. Nell'agosto dell'anno successivo furono completate le prove per le 50 ore di funzionamento, mentre nell'agosto del 1959 la US Navy piazzò l'ordine per la costruzione di 30 prototipi. In seguito però, la United States Air Force (che nel frattempo aveva preso in considerazione il J58 per motorizzare il suo aereo da ricognizione Lockheed A-12), subentrò alla Marina che aveva deciso di ritirarsi dal progetto per il vertiginoso aumento dei costi. Secondo le convenzioni di nomenclatura delle forze armate statunitensi, era prevista l'assegnazione di un codice alfanumerico costituito da una lettera iniziale che identificava il tipo di motore (in questo caso "J", per motore turbogetto) e un numero pari ("58") che definiva la US Navy come destinataria del progetto. Nonostante il passaggio all'Aeronautica, il JT11D mantenne la denominazione J58 invece di assumere un nuovo codice con numero dispari.
Nel 1960 il motore venne rivisto con l'aggiunta di uno stadio del compressore e del postbruciatore: dopo una lunga gestazione ritardata da una serie di problemi di produzione, volò per la prima volta su un A-12 il 5 ottobre 1962. Rimase in produzione fino al 22 novembre 1989.
Il J58 era essenzialmente costituito da un turbogetto con postbruciatore. Rispetto alla prima versione (J58-P-2) sviluppata per la US Navy, la configurazione finale (J58-P-4) vide pesanti modifiche quali l'aggiunta di uno stadio al compressore assiale (che passò a nove stadi) in modo da aumentare il rapporto di compressione, l'aggiunta del postbruciatore ed i sei tubi di bypass che, prelevando aria dal quarto stadio del compressore, la convogliavano nel postbruciatore bypassando i restanti cinque stadi del compressore, la camera di combustione principale e la turbina.
Lo spillamento d'aria aveva i benefici effetti di mitigare i problemi di stallo e pompaggio che affliggevano il compressore dei primi prototipi e di arricchire di ossigeno i gas di scarico nel postbruciatore permettendo di ottenere temperature e spinte più elevate.
Il funzionamento "ibrido" tra la modalità di turbogetto (a basse velocità ed altitudini) e quella a metà strada tra un turboventola e uno statoreattore, in cui l'aria compressa dalla presa d'aria ed i primi stadi del compressore era direttamente utilizzata nel postbruciatore, consentiva al J58 ed al suo ciclo termodinamico "variabile" di ottimizzare il rendimento ai vari regimi di volo.
La camera di combustione di tipo tubo-anulare era seguita da due stadi di turbina collegati da un albero al compressore.
A causa delle elevate temperature di esercizio, nel motore era impiegato un particolare lubrificante a base siliconica. Essendo solido a temperatura ambiente, doveva essere preriscaldato a 70 °C prima dell'avviamento del motore.
Presa d'aria
La presa d'aria si componeva di una parte fissa esterna costituita dalla cappottatura anteriore del motore entro cui erano ricavate delle aperture regolabili, una spina centrale mobile che adattava la geometria della presa d'aria a seconda delle condizioni di volo dotata di superfici porose per lo sfogo dell'aria e un sistema di controllo dello strato limite per il corretto posizionamento degli urti interni. I movimenti della spina centrale e delle aperture di sfogo erano comandati da un controllo automatico (DAFICS). Fino a 30 000 piedi di altitudine, la spina era fissa nella posizione più avanzata. Al di sopra di questa quota e per velocità superiori a Mach 1,6 la spina (ricoperta di piccoli fori attraverso cui viene aspirato lo strato limite meno energetico per prevenirne il distacco), si ritraeva gradualmente.
Le aperture anteriori di sfogo dell'aria sulla cappottura restavano chiuse fino a Mach 1,4 per poi essere regolate dal sistema di controllo automatico per mantenere l'urto normale (interno) in prossimità della sezione di gola. Nella porzione posteriore della presa d'aria, altre aperture regolabili provvedevano a regolare il flusso di raffreddamento che scorreva esternamente al motore e che veniva poi reimmesso nella parte finale dell'ugello di scarico.
Durante il volo supersonico il sistema automatico di controllo regolava la posizione della spina e delle aperture anteriori della presa d'aria in modo da regolare la quantità d'aria e massimizzare la pressione in ingresso al motore. In caso di espulsione dell'urto dalla presa d'aria, il sistema di controllo provvedeva automaticamente a "riavviare" la presa d'aria aprendo le valvole di sfogo anteriori e spostando in avanti la spina centrale. Una volta ricatturato l'urto, la spina e le aperture anteriori venivano automaticamente regolati secondo le condizioni di volo.
Compressore
In ingresso al compressore era posto uno stadio statorico con venti palette a geometria variabile (IGV, chiamate in inglese Inlet Guide Vanes) che regolavano la portata in entrata a seconda della velocità di volo e del regime di rotazione del motore. Al decollo e durante l'accelerazione a velocità supersonica, le palette assumevano la posizione per la massima portata in ingresso (parallele al flusso d'aria), mentre in crociera ed ai regimi intermedi si portavano in parziale chiusura.
Tra i quattro stadi di bassa pressione ed i cinque di alta pressione erano presenti una ventina di fori chiusi da valvole che consentivano lo spillamento di aria che, aggirando il compressore di alta pressione, la camera di combustione e la turbina veniva convogliata mediante sei tubi che correvano lungo il motore direttamente nel postbruciatore. Inoltre, mediante delle ulteriori valvole, la stessa aria era espulsa all'esterno durante le fasi di avviamento del motore o per ovviare ad un eventuale stallo del compressore.
Lo spillamento di aria dal compressore di bassa pressione consente di modulare il rapporto di compressione totale (all'incirca tra 6 e 8) in modo da limitare a 750 °C la temperatura dell'aria in uscita dal compressore di alta per una temperatura di 400 °C in ingresso al compressore di bassa pressione.
I primi stadi del compressore erano costruiti utilizzando leghe di titanio (in particolare Ti-8-1-1 e Ti-5-2.5), grazie alla loro leggerezza, robustezza e resistenza allo scorrimento viscoso fino a temperature di 460 °C.
Camera di combustione
Otto tubi di fiamma tra loro interconnessi e contenuti in un involucro anulare costituivano la camera di combustione. Quarantotto atomizzatori di combustibile erano installati a gruppi di sei, ciascuno per ogni tubo di fiamma. Ogni atomizzatore aveva un ugello primario con area fissa ed uno secondario con area variabile (che si apriva in funzione del calo di pressione nell'ugello primario) che iniettavano il combustibile in camera di combustione attraverso un'apertura comune.
Date le elevate altitudini e velocità di crociera caratteristiche dei velivoli sul quale fu installato il J58, fu necessario impiegare un combustibile (JP-7) con un punto di infiammabilità particolarmente elevato che veniva utilizzato anche per il raffreddamento di strutture e sistemi di bordo. Al posto delle normali candelette di accensione, quindi, fu installato un particolare impianto che provvedeva all'accensione del combustibile mediante l'iniezione di trietilborano (TEB), una sostanza che si incendia spontaneamente a contatto con l'aria. Un piccolo serbatoio contenente 600 cc di questa sostanza era installato su ogni motore e garantiva fino a sedici avviamenti del motore o del postbruciatore.
Turbina
Negli anni sessanta la Pratt & Whitney fu pioniera nell'introduzione di processi metallurgici per la produzione di superleghe con grano monocristallino. Il J58 fu il primo motore in assoluto sul quale vennero sperimentate palette prodotte con questa tecnologia che permetteva di ottenere notevoli risultati in termini di resistenza alle alte temperature e basso scorrimento viscoso (creep).
La temperatura in ingresso alla turbina era di circa 1100 °C, un valore record per quei tempi. Le palette del primo stadio erano cave e raffreddate internamente con aria prelevata a valle del compressore di alta pressione.
Postbruciatore
Le prime versioni di J58 non erano dotate di postbruciatore. Sul J58-P4 il postbruciatore era abbastanza compatto, con un ugello convergente-divergente a geometria variabile comandato da dieci attuatori idraulici che, a partire da una velocità dei gas di scarico di 0,9 Mach, allargava i petali dell'ugello a formare un condotto divergente fino alla massima apertura che si aveva per Mach 2,4. L'ugello era in grado di accelerare i gas in uscita dalla turbina da una velocità di Mach 0,4 ad oltre Mach 3.
Internamente il postbruciatore era formato da quattro anelli concentrici destinati ad "ancorare" la fiamma retti da otto supporti che assicuravano anche l'ottimale distribuzione della fiamma una volta accesa dall'iniziale iniezione di TEB. A monte di questa struttura, un sistema di deflettori uniformava il flusso proveniente dai sei tubi che prelevavano l'aria dal compressore miscelandolo con i gas di scarico in uscita dalla turbina.
Velivoli utilizzatori: Stati Uniti - Lockheed A-12 - Lockheed YF-12 - Lockheed SR-71.
Il General Electric YF120, designato internamente come GE37, era un motore turbofan a ciclo variabile progettato dalla General Electric Aircraft Engines alla fine degli anni '80/inizio degli anni '90 per il progetto Advanced Tactical Fighter (ATF) dell'Aeronautica Militare degli Stati Uniti.
I motori prototipo sono stati installati nei due velivoli dimostratori di tecnologia concorrenti, il Lockheed YF-22 e il Northrop YF-23. L'F119 concorrente di Pratt & Whitney è stato selezionato sopra l'YF120 per alimentare l'ATF, che è diventato l'F-22 Raptor.
General Electric (GE) ha iniziato a sviluppare l'F120 per il programma Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) all'inizio degli anni '80, finalizzato a fornire il propulsore per l'Advanced Tactical Fighter (ATF) dell'Aeronautica Militare. La tecnologia di base utilizzata nel progetto dell'F120 è stata sviluppata nel corso di due programmi governativi del settore, il programma Advanced Technology Engine Gas Generator (ATEGG) e il programma Joint Technology Demonstration Engine (JTDE). Questi ed altri programmi sono stati successivamente combinati nel programma Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET). La base dell'XF120 e del successivo YF120 è stato il GE37. A differenza del concorrente Pratt & Whitney, GE ha scelto di non sviluppare un turboventola a basso bypass convenzionale e ha scelto invece di progettare un motore a ciclo variabile. Questa decisione è stata presa in seguito all'impegnativo requisito ATF della supercrociera. Ciò significava che il motore doveva produrre una grande quantità di spinta a secco (senza postbruciatore) e quindi avere un'elevata efficienza fuori progetto (il "design" è una condizione standard di crociera). La RFP originale richiedeva una spinta massima nella classe 30.000 lbf (133 kN).
A causa del peso crescente dell'ATF, il requisito di spinta è stato aumentato del 20% alla classe 35.000 lbf (156 kN) per soddisfare i requisiti di prestazione. Il progetto di GE è stato modificato per incorporare una ventola più grande del 12% per aumentare il flusso d'aria e l'aria di raffreddamento, in particolare per gli ugelli. Per le dimostrazioni di volo, gli YF120 sono stati equipaggiati con la ventola più grande, a differenza dell'YF119 che utilizzava la sua piccola ventola originale. Di conseguenza, entrambi i velivoli dimostrativi avevano prestazioni più elevate con gli YF120 rispetto agli YF119. L'YF120 alimentava l'YF-22 e l'YF-23 a velocità di super-crociera di Mach 1,58 e Mach 1,6+ rispettivamente. Mentre il motore YF120 non è mai entrato in produzione, è stato installato nell'YF-22 per le dimostrazioni ad alto angolo di attacco.
La configurazione Engineering & Manufacturing Development (EMD) dell'F120 è stata testata nel dicembre 1990. I miglioramenti dei componenti gli hanno permesso di raggiungere i livelli di spinta dell'YF120 a temperature più basse. Alla fine l'USAF ha scelto la proposta F119 di Pratt & Whitney per lo sviluppo e la produzione su larga scala. Il più ambizioso progetto F120 è stato giudicato più rischioso, e anche General Electric ha accumulato meno ore di test rispetto a Pratt & Whitney.
L'YF120 è stato proposto anche come base per un motore più esotico, il motore a ciclo combinato a turbina (TBCC) che doveva essere utilizzato nei velivoli dimostrativi come l'X-43B e i futuri aerei ipersonici. In particolare, l'YF120 doveva essere la base per il rivoluzionario acceleratore a turbina (RTA-1). La tecnologia a ciclo variabile utilizzata nell'YF120 sarebbe stata estesa per trasformare il motore non solo in un turboreattore ma anche in un ramjet. In questa modalità tutto il flusso d'aria bypasserebbe il nucleo e verrebbe deviato nell'"iperbruciatore" simile ad un postbruciatore, dove verrebbe bruciato come un ramjet. Questo motore proposto doveva accelerare da 0 a 4,1 Mach (a 56.000 piedi) in otto minuti.
Il sistema a ciclo variabile dell'YF120 funzionava variando il rapporto di bypass del motore per diversi regimi di volo, permettendo al motore di agire come un turbofan a basso bypass o quasi un turbogetto. Come un turbofan a basso bypass (come il concorrente F119), il motore si comportava in modo simile a motori comparabili. Quando necessario, tuttavia, il motore poteva dirigere più flusso d'aria attraverso il nucleo caldo del motore (come un turbogetto), aumentando la spinta specifica del motore. Questo rendeva il motore più efficiente ad alta quota, con livelli di spinta elevati rispetto ad un tradizionale turbofan a basso bypass. L'adattamento della pressione da ventilatore a nucleo è stato effettuato da un iniettore di bypass ad area variabile (VABI).
Uno svantaggio previsto di questo sistema a ciclo variabile sarebbe stato l'aumento della complessità e del peso. La GE sostiene di aver combattuto questo inconveniente utilizzando semplici valvole azionate dalla pressione piuttosto che complesse valvole ad azionamento meccanico per deviare il flusso d'aria. GE ha dichiarato che questo sistema ha portato al sistema a ciclo variabile aggiungendo solo 10 libbre al motore. Inoltre, ci si aspettava che un motore F120 di produzione avesse il 40% di parti in meno rispetto al motore F110.
Il motore YF120 per l'YF-22 era dotato di un ugello vettoriale di spinta bidimensionale. L'ugello permetteva il vettoriamento nella direzione del passo. Questa capacità ha dato al velivolo ove era installato un serio vantaggio nell'agilità del passo, aumentando notevolmente la quantità di momento di beccheggio del muso disponibile. Il momento di beccheggio è tradizionalmente generato dallo stabilizzatore orizzontale (e/o canard, se applicabile), ma con un ugello di spinta vettoriale tale momento può essere aumentato dalla spinta del motore. Durante le dimostrazioni ad alta AoA dell'YF-22, il velivolo motorizzato YF120 ha volato ad AoA trimmato di 60 gradi a 82 nodi. Con questo assetto il velivolo è stato in grado di dimostrare la controllabilità. Le analisi successive hanno rivelato che il velivolo avrebbe potuto mantenere un volo controllato e trimmato fino a 70 gradi di angolo d'attacco.
Applicazioni: - Lockheed YF-22 - Northrop YF-23.
Saturn AL-41 Izdeliye 30: sarà un motore a ciclo variabile?
Il velivolo da combattimento di quinta generazione russo Sukhoi Su-57 ha volato di recente con il motore “Izdeliye 30” realizzato dalla Saturn NPO. Si tratta del propulsore che costituirà lo standard di produzione del Sukhoi Su-57.
Il volo di prova della durata di 17 minuti è stato condotto dal Capo Collaudatore Sukhoi Eroe della Federazione russa Sergei Bogdan decollato dal Centro prove volo “LII M.M. Gromov” di Zhukovsky.
Le foto e i video del volo mostrano l’Izdeliye 30 installato nella posizione nr. 1 – o sul lato sinistro – con un rimanente AL-41F1 sul lato di tribordo.
Finora com’è noto, Sukhoi ha realizzato nove prototipi del caccia Su-57 propulsi da una coppia di AL-41F1; quest’ultimi sono propulsori sviluppati per i Su-35 “Flanker-E” che sebbene estremamente dotati per velivoli avanzati di generazione 4++ (come il Su-35 per l’appunto) non sono stati progettati per il particolare profilo di un caccia di quinta generazione come il Su-57.
Benché siano pochi i dettagli noti sul nuovo propulsore alcuni funzionari del governo russo hanno affermato che l’Izdeliye 30 fornirà maggiore spinta oltre ad una maggiore efficienza nei consumi e un peso complessivo e ciclo di manutenzione ridotti rispetto allo standard fissato dagli AL-41F1. Il nuovo propulsore consentirebbe inoltre al Su-57 di raggiungere la super crociera e volare a distanze di oltre 5000 km senza rifornimento in volo con i serbatoi esterni. Secondo fonti della Difesa la Forza Aerospaziale russa prevede di sostituire definitivamente il motore AL-41F1 nella produzione in serie con i nuovi “Izdeliye 30” a partire dal 2020 mentre i test col nuovo motore proseguiranno per tutto il 2020.
Il Pratt & Whitney F119, nome della società PW5000, è un motore turbofan postbruciatore sviluppato da Pratt & Whitney per il caccia tattico avanzato Lockheed Martin F-22 Raptor.
Il motore fornisce una spinta nella classe 35.000 lbf (156 kN) ed è progettato per le super crociere. Fornendo quasi il 22% di spinta in più con il 40% di parti in meno rispetto al suo predecessore F100, l'F119 consente velocità di super-crociera sostenute fino a Mach 1,8. Gli ugelli dell'F119 incorporano la tecnologia di vettorializzazione della spinta 2D che consente loro di dirigere la spinta del motore di ±20° sull'asse del passo per dare all'F-22 una maggiore manovrabilità.
Il derivato dell'F119, il Pratt & Whitney F135, produce fino a 190 kN (43.000 lbf) di spinta per il Lockheed Martin F-35 Lightning II.
L'F119 è il risultato del programma Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) dei primi anni '80, finalizzato a fornire il propulsore per l'Advanced Tactical Fighter (ATF) dell'Aeronautica Militare statunitense. La progettazione dettagliata della presentazione di Pratt & Whitney, designato internamente come PW5000, è iniziata quando la richiesta di proposte (RFP) del JAFE è stata rilasciata nel maggio 1983. I progressi nella tecnologia dei motori, come quelli del programma IHPTET (Integrated High Performance Turbine Engine Technology), hanno permesso al progetto di fare più lavoro con meno stadi, con il PW5000 che ha solo 6 stadi compressore rispetto ai 10 stadi compressore dell'F100. Le turbine ad alta e bassa pressione erano monostadio e controrotanti, accorciando così il motore con la rimozione di una fila di statori e risparmiando peso. Gli stadi del FAN e del compressore dovevano utilizzare rotori a pale integrali (IBR) per ridurre il peso e i costi e migliorare le prestazioni. Il combustore, designato Floatwall, elimina le saldature per mitigare la crescita di cricche dovute al ciclo termico. Questa tecnologia consente al motore di raggiungere temperature del nucleo molto elevate per soddisfare il requisito di un'elevata spinta specifica per la supercrociera.
Il RFP originale richiedeva una spinta massima nella classe 30.000 lbf (133 kN).
Pratt & Whitney e General Electric furono selezionate per la realizzazione di motori prototipo, designati rispettivamente YF119 e YF120, per la dimostrazione e la convalida. Il peso crescente dell'ATF richiedeva una spinta maggiore per soddisfare i requisiti di prestazione, e la spinta massima richiesta fu aumentata del 20% nella classe 35.000 lbf (156 kN). Il progetto di Pratt & Whitney fu modificato per incorporare una ventola più grande del 15%, aumentando il rapporto di bypass da 0,25 a 0,30. Tuttavia, a differenza di General Electric, Pratt & Whitney non montò il suo FAN più grande sull’ YF119 per i dimostratori di volo ATF per evitare potenziali problemi di affidabilità che avrebbero potuto insorgere. Invece, il FAN rivisto fu ampiamente testato a terra presso la base aeronautica di Wright-Patterson. Come risultato, sia l'YF-22 che l'YF-23 hanno avuto prestazioni inferiori con gli YF119 rispetto agli YF120.
Il 3 agosto 1991, Pratt & Whitney si aggiudicò il contratto EMD per il motore ATF, mentre il team Lockheed/Boeing/General Dynamics si aggiudicò il contratto per la cellula ATF. Mentre l'YF119 era un progetto più convenzionale rispetto all'YF120 a ciclo variabile della General Electric, Pratt & Whitney aveva accumulato molte più ore di test e ha sottolineato il minor rischio. L'F119-PW-100 di produzione fu montato sull'F-22A di produzione.
La F119 è un turboreattore a flusso assiale a doppia mandata a bassa pressione a flusso assiale. Ha un FAN a tre stadi azionato da una turbina a bassa pressione a singolo stadio e un compressore ad alta pressione a sei stadi azionato da una turbina ad alta pressione a singolo stadio. La ventola senza mantello ha pale cave in titanio ad ampia corda e basso rapporto d'aspetto che sono saldate ad attrito lineare ai dischi per formare delle IBR monoblocco. Gli statori del compressore e l'ugello di spinta-vettoriale utilizzano una lega di titanio resistente al calore chiamata Alloy C, con la prima fila di statori variabile per aumentare il margine di sovratensione. Il combustore anulare Floatwall assicura una combustione pulita del combustibile e una ridotta generazione di NOx. Le pale della turbina ad alta pressione sono realizzate in superleghe a cristallo singolo e l'impingement è raffreddato con aria proveniente dal compressore ad alta pressione. Le due bobine sono controrotanti, con conseguente risparmio di peso grazie all'eliminazione di una fila di statori. Il requisito per l'ATF di supercrociera, o volare supersonico senza postbruciatori, si traduce in un rapporto di bypass molto basso di 0,3 per l'F119-PW-100 al fine di ottenere un'elevata spinta specifica. L'F119 è dotato di un doppio controllo digitale del motore a piena autorità (FADEC).
Il postbruciatore a tre zone, o augmentor, contribuisce alla dote stealth del velivolo, avendo iniettori di carburante integrati in spesse palette curve rivestite di materiali ceramici radar-assorbenti (RAM). Queste palette sostituiscono le tradizionali barre spruzzatrici di carburante e i portafiamme e bloccano la linea di vista delle turbine. L'ugello può vettorializzare di ±20° sull'asse del passo per migliorare la manovrabilità dell'aereo e consiste di due flap cuneiformi per lo stealth. Gli ugelli contribuiscono anche ad abbassare la firma infrarossa (IR) appiattendo il pennacchio di scarico e facilitando la sua miscelazione con l'aria ambiente attraverso i vortici del capannone. Il motore ha una vita di progetto di 8.650 cicli totali accumulati.
Le prove a terra del F119-PW-100 sono state condotte per la prima volta nel febbraio 1993. I motori sono stati pilotati per la prima volta sul primo volo inaugurale dell'F-22 il 7 settembre 1997. In totale furono prodotti 507 motori.
Nel 2013 Pratt ha assistito l'F119 Heavy Maintenance Center (HMC) presso la Base Aeronautica Militare di Tinker, Oklahoma, nel primo deposito di revisione di un motore F119.
Il motore a ciclo adattivo XA100 di General Electric Aviation sta completando la progettazione dettagliata.
Il motore aumenterà la spinta degli aerei da combattimento di oltre il 10%, migliorando l'efficienza del carburante del 25%.
GE Aviation ha di recente annunciato il completamento del processo di progettazione dettagliata dell'XA100 nell'ambito dell'Adaptive Engine Transition Program (AETP) della U.S. Air Force, l'impegno del servizio per la creazione di un motore da combattimento avanzato di nuova generazione. Questo sforzo ha spianato la strada alla fabbricazione e al collaudo di più motori a ciclo adattivo a grandezza naturale.
A differenza degli odierni motori da combattimento con rapporti di bypass fissi, l'XA100 di GE è un motore a ciclo variabile che fornirà un'elevata spinta per la massima potenza e un'elevata efficienza per un risparmio ottimale di carburante, come richiesto. Questo motore aumenterà la spinta degli aerei da combattimento di oltre il 10%, migliorerà l'efficienza del carburante del 25% e fornirà una capacità di dissipazione del calore dell'aereo significativamente maggiore, il tutto all'interno dello stesso involucro fisico degli attuali sistemi di propulsione.
La General Electric e l'USAF hanno sviluppato tecnologie e architetture abilitanti dei motori a ciclo adattivo attraverso una serie di attività di progettazione e test di grande successo nella Adaptive Versatile Engine Technology (ADVENT), Adaptive Engine Technology Development (AETD) e AETP. L'XA100 di GE incorpora l'uso più esteso del settore di tecnologie dei materiali a bassa densità e resistenti al calore e tecniche di produzione avanzate come i compositi a matrice ceramica (CMC), i compositi a matrice polimerica (PMC) e i componenti prodotti in aggiunta. Queste innovazioni consentiranno al motore di raggiungere o superare gli aggressivi obiettivi prestazionali richieste con tecnologie collaudate sul campo e a prezzi accessibili. La capacità tecnologica della GE nei motori a ciclo adattivo si basa su una solida base di esperienza e su rigorose attività di test.
La GE ha lavorato a stretto contatto con l'Aeronautica Militare statunitense negli ultimi due anni per completare con successo la progettazione dettagliata del motore XA100. E’ imminente la costruzione e i test di motori a grandezza naturale per un cambio generazionale nella propulsione degli aerei da combattimento. Il motore XA100 porterà miglioramenti ineguagliabili e mission-critical nell’autonomia, nella spinta e nella capacità di gestione termica.
La General Electric Aviation, un'unità operativa di GE (NYSE: GE), è un fornitore leader mondiale di motori a reazione e turbopropulsori, componenti, digitali integrati, avionica, energia elettrica e sistemi meccanici per aerei commerciali, militari, d'affari e dell'aviazione generale.
Il Pratt & Whitney XA101 è un dimostratore di motori a ciclo adattivo a triplo flusso, sviluppato da Pratt & Whitney (GE) per il Lockheed Martin F-35 Lightning e per il programma di caccia della sesta generazione della U.S. Air Force.
Il progetto del ciclo adattivo a tre flussi può dirigere l'aria verso il terzo flusso di bypass per aumentare l'efficienza del carburante e il raffreddamento o verso i flussi del nucleo e della ventola per una spinta e prestazioni aggiuntive. Il motore della classe di spinta da 45.000 lbf (200 kN) dovrebbe essere significativamente più potente ed efficiente rispetto a turboventole a basso bypass esistenti.
La U.S. Air Force e la U.S. Navy hanno richiesto il motore a ciclo adattativo nel 2007 con il programma Adaptive Versatile Engine Technology (ADVENT), una parte del più ampio programma Versatile Affordable Advanced Turbine Engine (VAATE). Pur non essendo coinvolto con l’ADVENT, Pratt & Whitney è stata selezionata insieme alla General Electric per il programma Adaptive Engine Technology Demonstrator (AETD) che è seguito nel 2012; questo programma ha continuato a far maturare la tecnologia, con test eseguiti utilizzando motori dimostrativi. Il passo successivo, l'Adaptive Engine Transition Program (AETP), è stato lanciato nel 2016 per sviluppare e testare motori adattativi per la propulsione dei caccia di sesta generazione e per il potenziale re-engineering dell'F-35 dal motore turbofan F135 esistente. Ai dimostratori è stata assegnata la designazione XA100 per il progetto della General Electric e XA101 per quello della Pratt & Whitney. L'obiettivo dell'AETP è quello di dimostrare il 25% di miglioramento dell'efficienza del carburante, il 10% di spinta in più e una gestione termica significativamente migliore. Nel 2017, Pratt & Whitney ha testato con successo una ventola (FAN) adattiva a tre flussi con un nucleo F135, e ha considerato l'XA101 come "Opzione di crescita 2.0" nel suo piano di sviluppo a lungo termine per l'F135. Ulteriori assegnazioni di contratti e modifiche da parte dell'Air Force Life Cycle Management Center (AFLCMC) nel 2018 hanno aumentato l'attenzione sulla reingegnerizzazione dell'F-35; ci sono state anche indagini sull'applicazione della tecnologia negli aggiornamenti per i sistemi di propulsione F-15, F-16 e F-22. Nel giugno 2018, Pratt & Whitney ha modificato il suo piano di sviluppo per l'F135, offrendo invece una ventola adattiva a tre flussi come opzione di crescita 2.0 separata dall'XA101, che avrebbe invece un nuovo nucleo motore.
L'XA101 è un motore a ciclo adattivo a tre flussi che può regolare il rapporto di bypass e la pressione della ventola per aumentare l'efficienza del carburante o la spinta, a seconda dello scenario. Lo fa utilizzando un terzo flusso di bypass a cui il motore può dirigere l'aria per aumentare il risparmio di carburante e agire come dissipatore di calore per il raffreddamento; in particolare, questo consentirebbe un maggiore utilizzo della parte ad alta velocità e bassa quota dell'involucro dell'F-35. L'aumento del raffreddamento e della produzione di energia permette anche il potenziale impiego di armi ad energia diretta in futuro. Quando è necessaria una spinta aggiuntiva, l'aria del terzo flusso può essere diretta nel nucleo e nei flussi di ventole per aumentare le prestazioni.
La Rolls-Royce sta sviluppando un motore a ciclo variabile per il caccia Tempest.
Rolls-Royce ha di recente rivelato il nuovo motore a reazione all'avanguardia che alimenterà il caccia italo-britannico-svedese “Tempest” quando entrerà in servizio nel 2035.
Attualmente è al suo quinto anno di sviluppo: il nuovo motore non solo fornirà la spinta per il caccia supersonico stealth ma anche una quantità senza precedenti di energia elettrica per alimentare le future armi ad energia diretta installate ed altri sistemi basati sull’I.A. (Intelligenza Artificiale).
Anche se i caccia di quinta generazione come il Lockheed Martin F-35 Lightning II stanno appena iniziando ad essere schierati in gran numero, le maggiori forze aeree del mondo li considerano già obsoleti e stanno iniziando a progettare e costruire gli aerei che li sostituiranno. Uno dei protagonisti della gara è il caccia britannico Tempest, che si sta sviluppando in stretta collaborazione con la Svezia e l'Italia.
Come caccia di sesta generazione, la Tempest sarà, per molti versi, un grande balzo in avanti rispetto a qualcosa come il Super Hornet. Sebbene progettato per essere veloce e agile, il Tempest sarà anche progettato per essere stealth e sarà al centro di un sistema di comando e controllo e una piattaforma di sensori dinamici. Infatti, con i suoi sistemi di intelligenza artificiale e l'apprendimento profondo, il pilota agirà più come un ufficiale esecutivo che come un dogfighter.
Il problema è che il Tempest sarà una bestia molto assetata di elettricità, producendo livelli di domanda di energia e carichi termici senza precedenti grazie ai suoi laser e ad altre armi ad energia, ai sensori avanzati e all'avionica e alle tecnologie ECM-ECCM. Questo significa che i vecchi motori che sono stati fatti principalmente per SVILUPPARE la spinta non sono all'altezza del compito.
Questo è il motivo per cui Rolls-Royce ha passato gli ultimi cinque anni a lavorare sul motore di nuova generazione per il caccia in sviluppo avanzato. Al suo interno, il motore sarà dotato di un generatore di avviamento elettrico completamente integrato nel nucleo della turbina a gas; tale sviluppo tecnologico ha iniziato il processo nel 2014 come il programma dimostrativo Embedded Electrical Starter Generator (E2SG), che adotta un nuovo approccio alla progettazione dei caccia e che pone molta più enfasi sulla fornitura di energia elettrica in grandi quantità direttamente dal motore.
Il generatore di avviamento elettrico incorporato farà risparmiare spazio e fornirà la grande quantità di energia elettrica richiesta dai futuri caccia. I motori degli aerei esistenti generano energia attraverso un riduttore sotto il motore, che aziona un generatore. Oltre ad aggiungere parti in movimento e complessità, lo spazio richiesto all'esterno del motore per il cambio e il generatore rende la cellula più grande, cosa indesiderabile in una piattaforma stealth.
Invece di un generatore, il nuovo motore della Rolls-Royce utilizza due generatori elettrici disposti su due bobine che permettono loro di agire come motori o generatori trasferendo l'energia da uno all'altro. Si spera anche che questa disposizione renda il motore più reattivo ed efficiente.
I MOTORI XF5-1 E SVILUPPO A CICLO VARIABILE PER IL CACCIA STEALTH “F3”?
La società giapponese Ishikawajima-Harima Heavy Industries (IHI) ha prodotto due motori muniti di post-combustione a doppia ventola XF5-1 per il prototipo ATD-X.
L’XF5-1 è un turbofan con post-combustione con un basso rapporto di bypass, capace di 5.000 kg di spinta con un rapporto di 8; questi dati lo rendono in grado di competere con qualsiasi motore avanzato negli Stati Uniti e in Europa.
L'XF5-1 ha le sue origini nella ricerca di base effettuata a partire dal 1991. Il primo di quattro motori di prova fu consegnato alla TRDI nel 1998, ma non era previsto l'avvio di un programma quinquennale completo di prototipi fino al 2015. Riflettendo sul ruolo dell'X-2 come banco di prova in scala ridotta a bassa potenza, il caccia di nuova generazione “F 3” dovrà essere spinto da una coppia di motori di piccolo diametro da 33.000 libbre di spinta, motore che è in fase di sviluppo sin dal 2010 e che utilizzerebbe un nuovo materiale in carburo di silicio chiamato CMC. Attualmente solo le aziende giapponesi dispongono delle tecniche necessarie per la produzione del CMC; l’uso di CMC in un motore può ridurre drasticamente il suo peso pur mantenendo la sua forza e la sua capacità di resistenza al calore; il motore XF5-1, realizzato in Giappone utilizzando CMC, ottiene il rapporto spinta-peso più alto del mondo.
Lo sviluppo dei due motori turbofan IHI XF5-1 da 11.000 libbre di spinta dell'X-2, installati per la prima volta sul velivolo nel luglio 2014, ha rivoluzionato il campo tecnologico motoristico grazie all'utilizzo di pale in ceramica composito. È noto che per migliorare le prestazioni dei motori aeronautici è indispensabile aumentare la temperatura dei gas di combustione che entrano nella turbina che, attualmente, sono ben al di sopra delle temperature di fusione dei metalli ordinari. Di conseguenza, il raffreddamento delle pale della turbina è un'area critica. Il segreto delle dimensioni e della potenza si nasconde dietro la temperatura di ingresso della turbina che può arrivare fino a 1.600°C, insolitamente elevata di circa 200°C rispetto ad altri motori a reazione, e può essere ottenuta solo utilizzando “materiale composito ceramico CMC”.
Una fibra di carburo di silicio (SiC) è stata inventata alla Tohoku University nel 1975. Il Japan Atomic Energy Research Institute (attualmente QST) ha poi studiato i metodi di produzione di fibre SiC resistenti al calore. Questi risultati della ricerca sono stati trasferiti al settore privato per lo sviluppo tecnologico, che è stato mediato dalla Research Development Corporation of Japan (attualmente JST). La TRDI ha iniziato la ricerca sul motore XF5-1 nel 1995. Il motore è stato installato sul velivolo “Advanced Technological Demonstrator-X” nel 2016.
Lo sviluppo di un motore aeronautico richiede una quantità enorme di tempo, denaro e rischi crescenti di essere surclassato rispetto alle esigenze di crescita. A causa di tali difficoltà che ogni singola azienda deve affrontare, questi progetti spesso diventano progetti di sviluppo congiunto internazionale. Per quanto riguarda i motori degli aerei da difesa, sia il motore turbofan F3-IHI-30 che il motore turboalbero TS1-M-10, sviluppati in Giappone, sono utilizzati rispettivamente nel jet trainer intermedio T-4 e nell'aereo OH-1. Inoltre, il turbofan F7-IHI-10, con un rapporto di bypass compreso tra 8 e 9, è stato selezionato e utilizzato per il motore del P-1 da pattugliamento marittimo e attacco antinave e ASW.
L’F7-10 è un motore turbofan ad alto rapporto di bypass sviluppato da IHI, progettato per l'uso esclusivo per il P-1.
ENGLISH
Variable cycle engine - Further developments
Variable cycle engine (VCE) is an aircraft jet engine that is designed to operate efficiently under mixed flight conditions, such as subsonic, transonic and supersonic.
The next generation of Supersonic transport (SST) may require some form of VCE. SST engines require a high specific thrust (net thrust/airflow) at supercruise to keep the cross-sectional area of the powerplant to a minimum, so as to reduce aircraft drag. Unfortunately, this implies a high jet velocity not only at supersonic cruise, but at take-off, which makes the aircraft noisy.
A high specific thrust engine has a high jet velocity by definition, as the following approximate equation for net thrust implies:
where:
- intake mass flow rate
- fully expanded jet velocity (in the exhaust plume)
- aircraft flight velocity.
Rearranging the above equation, specific thrust is given by:
So for zero flight velocity, specific thrust is directly proportional to jet velocity.
The Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 in Concorde had a high specific thrust in supersonic cruise and at dry take-off power. This alone would have made the engines noisy, but the problem was compounded by the need for a modest amount of afterburning (reheat) at take-off (and Transonic Acceleration). An SST VCE would have to increase the engine airflow substantially at take-off, to reduce the jet velocity at a given thrust (i.e. a lower specific thrust).
One SST VCE concept is the Tandem Fan engine. The engine has two fans, both mounted on the low-pressure shaft, with a significant axial gap between the units. In normal flight, the engine is in the series mode, with the flow leaving the front fan passing directly into the second fan, the engine behaving much like a normal turbofan. However, for take-off, climb-out, final-descent and approach, the front fan is allowed to discharge directly through an auxiliary nozzle on the underside of the powerplant nacelle. Auxiliary intakes are opened on each side of the powerplant, allowing air to enter the rear fan and progress through the rest of the engine. Operating the fans in this parallel mode substantially increases the total airflow of the engine at a thrust, resulting in a lower jet velocity and a quieter engine. Back in the 1970s, Boeing modified a Pratt & Whitney JT8D to a Tandem Fan configuration and successfully demonstrated the switch from series to parallel operation (and vice versa) with the engine running, albeit at part power.
In the Mid Tandem Fan concept, a high specific flow single stage fan is located between the high pressure (HP) and low pressure (LP) compressors of a turbojet core. Only bypass air is allowed to pass through the fan, the LP compressor exit flow passing through special passages within the fan disc, directly underneath the fan rotor blades. Some of the bypass air enters the engine via an auxiliary intake. During take-off and approach the engine behaves much like a normal civil turbofan, with an acceptable jet noise level (i.e., low specific thrust). However, for supersonic cruise, the fan variable inlet guide vanes and auxiliary intake close-off to minimize bypass flow and increase specific thrust. In this mode the engine acts more like a 'leaky' turbojet (e.g. the F404).
In the Mixed-Flow Turbofan with Ejector concept, a low bypass ratio engine is mounted in front of a long tube, called an ejector. This silencer device is deployed during take-off and approach. Turbofan exhaust gases induce additional air into the ejector via an auxiliary air intake, thereby reducing the specific thrust/mean jet velocity of the final exhaust. The mixed-flow design does not have the advantages of the mid-tandem fan design in terms of low-speed efficiency, but is considerably simpler.
Another application that could benefit from the VCE approach is combat aircraft. Designers normally have to make a compromise on specific thrust of the engine. If they choose a high specific thrust, the reheat specific fuel consumption (SFC) will be very good, but the dry SFC poor. A high specific thrust implies a high fan pressure ratio, which indicates a high nozzle temperature in dry power. Consequently, the thrust boost in reheat is relatively low. By definition, both the dry and reheat thrust levels are good.
The opposite is true for a low specific thrust engine- i.e. poor reheat SFC, good dry and throttled SFC, good reheat thrust boost and, by definition, low dry and reheated thrust.
A high specific thrust engine would favour an aircraft requiring good duration in reheated combat, but it would be penalised on the range available in dry power.
On the other hand, a low specific thrust engine, would favour an aircraft with the need for long range in dry power, but compromise the time spent in reheated combat.
Thus engine designers often have to make a compromise on engine specific thrust.
However, the ideal Combat VCE would have the high reheat thrust/good reheat SFC associated with a high specific thrust engine, but would have the low SFC of a low specific thrust engine in dry power and throttled back. Devising such an engine is difficult. However, General Electric did develop a Variable Cycle Engine, known as the GE37 or General Electric YF120, for the YF22/YF23 fighter aircraft competition, back in the late 80's. GE used a Double Bypass/Hybrid Fan arrangement, but to date has never disclosed precisely how they exploited the concept. Although the YF120 was a good (possibly better) engine in the fly-off, the USAF erred on the side of caution and selected the more conventional Pratt & Whitney F119 as the powerplant for the production F22.
The Pratt & Whitney J58 (company designation JT11D-20) was a jet engine that powered the Lockheed A-12, and subsequently the YF-12 and the SR-71 aircraft. It was an afterburning turbojet with a unique compressor bleed to the afterburner which gave increased thrust at high speeds. Because of the wide speed range of the aircraft the engine needed two modes of operation to take it from stationary on the ground to 2,000 mph (3,200 km/h) at altitude. It was a conventional afterburning turbojet for take-off and acceleration to Mach 2 and then used permanent compressor bleed to the afterburner above Mach 2. The way the engine worked at cruise led it to be described as "acting like a turboramjet". It has also been described as a turboramjet based on incorrect statements describing the turbomachinery as being completely bypassed.
The engine performance which met the mission requirements for the CIA and USAF over many years was later enhanced slightly for NASA experimental work (carrying external payloads on the top of the aircraft) which required more thrust to deal with higher aircraft drag.
The J58 had its origins in the larger JT9 (J91) engine. It was a 3/4 scale JT9 with a mass flow of 300 lb/s (140 kg/s), down from 400 lb/s (180 kg/s) and known by the company designation JT11. The JT11 was initially proposed to the US Navy with the Navy designation J58. It was also promoted for use on various Navy and Air Force aircraft, e.g. Convair F-106, North American F-108, Convair B-58C, Vought XF8U-3 Crusader III, and North American A3J Vigilante, which never materialized.
The J58 was initially developed for the US Navy to power the planned version of the Martin P6M jet flying boat. The P6M started out using Allison J71-A-4 engines and then switched to the Pratt & Whitney J75 as the J58 was not ready due to development problems. Upon cancellation of this aircraft, it was selected for the Convair Kingfish and for the Lockheed A-12, YF-12A and SR-71. Other sources link its origin to the USAF's requirement for a powerplant for the WS-110A, the future XB-70 Valkyrie.
Re-design for Mach 3.2
Analytical predictions for the performance of the original J58 showed that at Mach 2.5 the "exhaust pressure was equal to the inlet pressure, the compressor was deep in surge, and there was no cool air to the afterburner liner that would therefore melt".
The first problem was caused by too-high of a compressor delivery temperature which did not allow enough energy to be added in the engine combustor to provide any thrust from the gas generator. All the thrust-producing pressure in the jet-pipe came from ram, as with a ramjet, and none from the gas generator. Fuel for thrust could only be added in the afterburner which became the only source of engine thrust. The speed at which the gas generator produced no thrust would be raised from about Mach 2.5 to about Mach 3 by the patented design changes described below. Beyond that speed the gas generator would become a drag item with, at Mach 3.2, a pressure ratio of 0.9. Even minimum afterburner would not balance the drag. The effect was described qualitatively by Lockheed inlet designer David Campbell "..with minimum afterburner the engine would be dragging on the engine mounts at high Mach numbers."
The second was caused by the compressor trying to operate at too-low a corrected speed in an area of its compressor map known as "off-design". The third was caused by the afterburner duct being cooled with too-hot turbine exhaust gas.
U.S. patent 3,344,606 describes the changes to the engine that extended the engine's capability to Mach 3.2. They included diverting 20% of the compressor entry air after the 4th compressor stage directly to the afterburner through six external tubes. This allowed the compressor to work properly with adequate surge margin and increased airflow into the compressor. Some of the increased flow left the compressor after the 4th stage as bypass to the afterburner and some left the last compressor stage through the previously-choked area. The increased airflow gave more thrust. The inlet guide vanes were modified with trailing edge flaps to reduce blade flutter and prevent blade fatigue failures. The afterburner was cooled with the bleed air which was 400 °F (220 °C) cooler than the turbine exhaust gas. Not all the oxygen in the bleed air was available for combustion as most of the bleed air was directed into the cooling shroud before entering the afterburner cavity for reheating. The improved afterburner cooling allowed a higher flame temperature which gave more thrust.
The engine was completely redesigned, except for the compressor and turbine aerodynamic definitions, so that it would be reliable running for prolonged periods at unprecedented temperatures, not only inside the engine but also surrounding the casings where the controls, accessories, electrical wiring and fuel and oil tubes were located.
Two starting methods used during the life of the A-12, YF-12 and SR-71 aircraft were: an AG330 starter cart, with two Buick Wildcat V8 internal combustion engines driving a common output shaft, and compressed-air using a small starter adapter. The air-start method superseded the cumbersome "Buicks" when compressed air supplies became available.
Any aircraft flying at three times the speed of sound is in a severe thermal environment, both from frictional heating and stagnation ram rise. The fuel was the only heat sink available to the aircraft and after absorbing 40,000 Btu/min (700 kW) keeping everything cool enough, from the crew to the exhaust nozzle area indicator, it was supplied to the fuel nozzles at 600 °F (316 °C). To cope with these very high temperatures a new jet fuel, JP-7 with a low vapour pressure had to be developed. A chemical method for igniting the fuel, triethylborane (TEB), was developed to match its low volatility. TEB spontaneously ignites in contact with air above −5 °C. The engine and afterburner were lit with TEB and the afterburner also had a catalytic igniter which glowed in the hot turbine exhaust. Each engine carried a nitrogen-pressurized sealed tank with 600 cm3 (20.7 ounces) of TEB, sufficient for at least 16 starts, restarts, or afterburner lights; this number was one of the limiting factors of SR-71 endurance, as after each air refueling the afterburners had to be reignited. When the pilot moved the throttle from cut-off to idle position, fuel flowed into the engine, and shortly afterwards an approx. 50 cm3 (1.7 ounce) shot of TEB was injected into the combustion chamber, where it spontaneously ignited and lit the fuel with a green flash. In some conditions, however, the TEB flow was obstructed by coking deposits on the injector nozzle, hindering restart attempts. Refilling the TEB tank was a perilous task; the maintenance crew wore silver fire suits. Conversely, the JP-7 fueling was so safe that some aircraft maintenance was permitted during filling. The chemical ignition was chosen instead of a conventional igniter for reliability reasons, and to reduce mechanical complexity. The TEB tank is cooled with fuel flowing around it, and contains a disk that ruptures in case of overpressure, allowing TEB and nitrogen to discharge into the afterburner.
One source of heat had to be brought under control before it entered the fuel heat-sink system. Environmental Control System (ECS) air leaving the engine compressor at 1,230 °F (666 °C) was so hot that ram air at 760 °F (404 °C) had to be used first. Fuel flowing from the tanks to the engines was used to cool the air conditioning systems, aircraft hydraulic fluid, engine oil, accessory drive system oil, the TEB tank and afterburner nozzle actuator control lines.
The development of the J58 brought with it some of the most challenging metallurgical development problems experienced by Pratt & Whitney Aircraft up to that time with components operating at unprecedented levels of temperature, stress and durability. New manufacturing techniques as well as new alloys improved the mechanical properties and surface coatings had to be developed to protect component surfaces.
Premature cracking of turbine vanes and blades made from what was then conventionally-cast (i.e. equiaxed) Mar-M200, the strongest of the cast nickel-base alloys, was avoided with the development of directionally solidified parts cast in the same material. Directionally solidified Mar-M200 became the strongest cast turbine material in existence at that time and was introduced in production engines. Single crystal turbine blades cast in Mar-M200, giving further improvements in high temperature properties would also be developed through testing in J58 engines. Waspaloy was the most widely used alloy in the engine, from critical high-energy rotating compressor discs to components made from sheet. Although used for turbine discs in other engines it did not have the required properties for J58 turbine discs. Astroloy, the strongest known nickel-base superalloy in the Western world at that time, was used instead. Waspaloy was also used initially for the diffuser case, the part which joins the compressor to the combustor and which contains the highest pressure in the engine. Diffuser case weld cracking led to the introduction of Inconel 718 for this part. The afterburner liner was sprayed with ceramic thermal barrier coating which, together with the cooling air from the compressor, allowed continuous use of the afterburner with flame temperatures up to 3,200 °F (1760 ℃).
NASA was loaned 2 SR-71 aircraft for research work. One was modified to flight-test a Linear Aerospike rocket engine and was fitted with thrust-enhanced J58 engines. Engine thrust was increased by 5% to offset increased aircraft drag. The increased thrust came from a throttle push, or exhaust gas temperature uptrim, of 75 °F (42 °C). The increase was limited by the allowable reduction in life of the second stage turbine blades (the life-limiting component) from 400 to 50 hours. The same thrust enhancement studies used for this work also looked at an additional 5% thrust from additional afterburner fuel made possible with oxidizer injection (nitrous oxide). The nitrous oxide rate would have been limited by thermal choking of the nozzle.
J58 experience was used extensively in the JTF17 engine proposal for a Mach 2.7 SST due to significant flight time at Mach 2.7 and above. It was also used for subsequent engines developed by Pratt & Whitney, both commercial and military. The next afterburning engine, the TF-30 as installed in the F-111, used an airframe-mounted secondary nozzle with free-floating flaps similar to that used on the SR-71.
J58 emissions were measured as part of the NASA Stratospheric Wake Experiment which looked at the environmental impact of using afterburning jet engines for supersonic transports. An engine was tested in an altitude chamber at a maximum condition of full afterburning at Mach 3.0 and 19.8 km altitude.
Contemporary compressor solutions for Mach 3 flight
Alternative solutions to combat the adverse effects of high inlet temperature on the aerodynamic performance of the compressor were rejected by the Pratt & Whitney patentee, Robert Abernethy. One of those solutions was used in a contemporary installation. The GE YJ93/XB-70 used a variable stator compressor to avoid front stage stall and rear stage choking.
Another possible solution, pre-compressor cooling, was used on the MiG-25. Water/methanol was injected from a spray mast in front of the compressor to lower the intake temperature for short durations at maximum speed. Pre-compressor cooling was also proposed for a Mach 3 reconnaissance Phantom and the Mach 3+ F-106 RASCAL project.
The propulsion system consisted of the intake, engine, nacelle or secondary airflow and ejector nozzle (propelling nozzle). The propulsive thrust distribution between these components changed with flight speed: at Mach 2.2 inlet 13% – engine 73% – ejector 14%; at Mach 3.0+ inlet 54% – engine 17.6% – ejector 28.4%.
Intake
The intake had to supply air to the engine with minimum pressure loss and distortion and at the speed dictated by the engine, namely about Mach 0.4. It had to do this at all flight conditions.
The ejector, or secondary, nozzle performed the reverse function of the inlet accelerating the turbine exhaust from about Mach 1.0, as it left the primary nozzle, back up to Mach 3. Mach 3 exhaust velocity is higher than Mach 3 flight velocity due to the much higher temperature in the exhaust. The nacelle airflow from the intake controlled the expansion of the hot engine exhaust in the ejector nozzle. This air flowed around the engine and served also to cool the hot external parts of the engine and to purge any combustible mixtures in the event of a fuel or oil leak in the nacelle.
The General Electric YF120, internally designated as GE37, was a variable cycle turbofan engine designed by General Electric Aircraft Engines in the late 1980s/early 1990s for the United States Air Force's Advanced Tactical Fighter (ATF) project. Prototype engines were installed in the two competing technology demonstrator aircraft, the Lockheed YF-22 and Northrop YF-23. Pratt & Whitney's competing F119 was selected over the YF120 to power the ATF, which became the F-22 Raptor.
General Electric (GE) began developing the F120 for the Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) program in the early 1980s aimed at supplying the powerplant for the Air Force's Advanced Tactical Fighter (ATF). The core technology used in the F120 design was developed during two industry-government programs, the Advanced Technology Engine Gas Generator (ATEGG) and Joint Technology Demonstration Engine (JTDE) programs. These and other programs were subsequently combined into the Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) program. The basis of the XF120 and the follow-on YF120 was the GE37. Unlike competitor Pratt & Whitney, GE elected against developing a conventional low bypass turbofan and instead chose to design a variable cycle engine. This decision was made as a result of the challenging ATF requirement of supercruise. This meant the engine had to produce a large amount of dry thrust (without afterburner) and therefore have high off-design efficiency ("design" being standard cruise conditions). The original RFP called for maximum thrust in the 30,000 lbf (133 kN) class.
Due to the ATF's increasing weight, thrust requirement was increased by 20% to the 35,000 lbf (156 kN) class in order to meet performance requirements. GE's design changed to incorporate a 12% larger fan to increase airflow as well as cooling air, particularly for the nozzles. For flight demonstration, YF120s were fitted with the larger fan, unlike the YF119 which used its original small fan. As a result, both demonstrator aircraft had higher performance with the YF120s than with the YF119s. The YF120-powered the YF-22 and YF-23 to supercruise speeds of Mach 1.58 and Mach 1.6+ respectively. While the YF120 engine never went into production, it was installed in the YF-22 for the high angle of attack demonstrations.
The Engineering & Manufacturing Development (EMD) configuration of the F120 was tested in December 1990. Component improvements enabled it to achieve YF120 thrust levels at lower temperatures. The USAF ultimately chose the Pratt & Whitney's F119 proposal for full-scale development and production. The more ambitious F120 design was judged to be riskier, and General Electric also accrued fewer testing hours than Pratt & Whitney.
The YF120 was also proposed as the basis for a more exotic engine, the Turbine-Based Combined Cycle (TBCC) engine that was to be used in demonstrator aircraft like the X-43B and future hypersonic aircraft. Specifically, the YF120 was to be the basis for the Revolutionary Turbine Accelerator (RTA-1). The variable cycle technology used in the YF120 would be extended to not only turn the engine into a turbojet but also into a ramjet. In that mode all airflow would bypass the core and be diverted into the afterburner-like "hyperburner" where it would be combusted like a ramjet. This proposed engine was to accelerate from 0 to Mach 4.1 (at 56,000 ft) in eight minutes.
The YF120's variable cycle system worked by varying the bypass ratio of the engine for different flight regimes, allowing the engine to act like either a low bypass turbofan or nearly a turbojet. As a low bypass turbofan (like competitor F119), the engine performed similarly to comparable engines. When needed, however, the engine could direct more airflow through the hot core of the engine (like a turbojet), increasing the specific thrust of the engine. This made the engine more efficient at high altitude, high thrust levels than a traditional low bypass turbofan. Fan-to-core pressure matching was performed by a variable area bypass injector (VABI).
An expected disadvantage of this variable cycle system would be increased complexity and weight. GE claims to have combated this by using simple pressure driven valves rather than complex mechanically actuated valves to divert airflow. GE stated that this system resulted in the variable cycle system adding only 10 lb to the engine. Additionally, a production F120 engine was expected to have 40% fewer parts than the F110 engine.
The YF120 engine for the YF-22 featured a two-dimensional thrust vectoring nozzle. The nozzle allowed for vectoring in the pitch direction. This capability gave the aircraft it was installed in a serious advantage in pitch agility by greatly increasing the amount of nose pitching moment available to the aircraft. The pitching moment is traditionally generated by the horizontal stabilizer (and/or canard, if applicable), but with a thrust vectoring nozzle that moment can be augmented by the thrust of the engine. During high AoA demonstrations of the YF-22, the YF120 powered aircraft flew at trimmed AoA of 60 degrees at 82 knots. At this attitude the aircraft was able to demonstrate controllability. Later analysis revealed that the aircraft could have maintained controlled, trimmed flight up to 70 degrees angle of attack.
Applications: - Lockheed YF-22 - Northrop YF-23.
Saturn AL-41 Izdeliye 30: Will it be a variable cycle motor?
The fifth generation Russian fighter aircraft Sukhoi Su-57 recently flew with the "Izdeliye 30" engine made by Saturn NPO. This is the engine that will be the production standard of the Sukhoi Su-57.
The 17-minute test flight was conducted by Sukhoi Chief Test Driver Sukhoi Hero of the Russian Federation Sergei Bogdan, who took off from Zhukovsky's "LII M.M. Gromov" Flight Test Centre.
The photos and videos of the flight show the Izdeliye 30 installed in position no. 1 - or on the left side - with a remaining AL-41F1 on the starboard side.
So far, as we know, Sukhoi has made nine prototypes of the Su-57 fighter aircraft powered by a pair of AL-41F1; the latter are thrusters developed for the Su-35 "Flanker-E" which although extremely equipped for advanced 4++ generation aircraft (such as the Su-35) have not been designed for the particular profile of a fifth generation fighter such as the Su-57.
Although few details are known about the new engine, some Russian government officials have stated that the Izdeliye 30 will provide more thrust as well as increased fuel efficiency and reduced overall weight and maintenance cycle compared to the standard set by the AL-41F1. The new engine would also allow the Su-57 to reach the super cruise and fly over 5000 km without refuelling in flight with external tanks. According to Defence sources, the Russian Aerospace Force plans to permanently replace the AL-41F1 engine in series production with the new "Izdeliye 30" from 2020 while testing with the new engine will continue throughout 2020.
The Pratt & Whitney F119, company designation PW5000, is an afterburning turbofan engine developed by Pratt & Whitney for the Lockheed Martin F-22 Raptor advanced tactical fighter.
The engine delivers thrust in the 35,000 lbf (156 kN) class, and is designed for supercruise. Delivering almost 22% more thrust with 40% fewer parts than its F100 predecessor, the F119 allows sustained supercruise speeds of up to Mach 1.8. The F119's nozzles incorporate 2D thrust vectoring technology that enable them to direct the engine thrust ±20° in the pitch axis to give the F-22 enhanced maneuverability.
The F119 derivative, the Pratt & Whitney F135, produces up to 43,000 lbf (190 kN) of thrust for the Lockheed Martin F-35 Lightning II.
The F119 resulted from the Joint Advanced Fighter Engine (JAFE) program in the early 1980s aimed at supplying the powerplant for the Air Force's Advanced Tactical Fighter (ATF). Detailed design of Pratt & Whitney's submission, designated internally as PW5000, began when the JAFE request for proposals (RFP) was released in May 1983. Advances in engine technology, such as those from the Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) program, allowed the design to do more work with fewer stages, with the PW5000 having only 6 compressor stages compared to the F100's 10 compressor stages. The high pressure and low pressure turbines were single stage and counter-rotating, thus shortening the engine by removing a row of stators and saving weight. The fan and compressor stages were to use integrally bladed rotors (IBR) to reduce weight and cost and improve performance. The combustor, designated Floatwall, eliminates welds to mitigate crack growth due to thermal cycling. This technology allows the engine to achieve very high core temperatures to meet the requirement for high specific thrust for supercruising. The original RFP called for maximum thrust in the 30,000 lbf (133 kN) class.
Pratt & Whitney and General Electric were selected to make prototype engines, designated YF119 and YF120 respectively, for demonstration and validation. The ATF's increasing weight required more thrust to meet the performance requirements, and required max thrust increased by 20% to 35,000 lbf (156 kN) class. Pratt & Whitney's design changed to incorporate a 15% larger fan, increasing bypass ratio from 0.25 to 0.30. However, unlike General Electric, Pratt & Whitney did not fit its larger fan on flightworthy YF119s for the ATF flight demonstrators to avoid potential reliability issues that may arise. Instead, the revised fan was extensively ground tested at Wright-Patterson Air Force Base. As a result, both the YF-22 and YF-23 had lower performance with the YF119s than with the YF120s.
On 3 August 1991, Pratt & Whitney was awarded the EMD contract for ATF engine, while the Lockheed/Boeing/General Dynamics team won the contract for the ATF airframe. While the YF119 was a more conventional design compared to the General Electric's variable cycle YF120, Pratt & Whitney accrued far greater test hours and emphasized the lower risk. The production F119-PW-100 was fitted on the production F-22A.
The F119 is a twin-spool axial-flow low-bypass turbofan. It has a three-stage fan driven by a single-stage low pressure turbine and six-stage high pressure compressor driven by single-stage high pressure turbine. The shroud-less fan has wide-chord, low aspect ratio hollow titanium fan blades that are linear-friction welded to the disks to form single-piece IBRs. The compressor stators and thrust-vectoring nozzle use burn-resistant titanium alloy called Alloy C, with the first row of stators variable in order to increase surge margin. The Floatwall annular combustor ensures the clean burning of the fuel and reduced NOx generation. The high-pressure turbine blades are made of single-crystal superalloys and impingement cooled using air from the high-pressure compressor. The two spools are counter-rotating, which results in weight savings due to the elimination of a row of stators. The requirement for the ATF to supercruise, or fly supersonic without afterburners, results in a very low bypass ratio of 0.3 for the F119-PW-100 in order to achieve high specific thrust. The F119 has dual-redundant full authority digital engine control (FADEC).
The three-zone afterburner, or augmentor, contributes to the stealth of the aircraft by having fuel injectors integrated into thick curved vanes coated with ceramic radar-absorbent materials (RAM). These vanes replace the traditional fuel spray bars and flame holders and block line-of-sight of the turbines. The nozzle can vector ±20° in the pitch axis to improve aircraft maneuverability and consists two wedge-shaped flaps for stealth. The nozzles also contribute to lower infrared (IR) signature by flattening the exhaust plume and facilitating its mixing with ambient air through shed vortices. The engine has a design life of 8,650 total accumulated cycles.
Operational history
Ground tests of the F119-PW-100 were first conducted in February 1993. The engines were first flown on the F-22's maiden flight on 7 September 1997. A total of 507 engines were produced.
In 2013 Pratt assisted the F119 Heavy Maintenance Center (HMC) at Tinker Air Force Base, Oklahoma in the first depot overhaul of an F119 engine.
Variants:
- YF119-PW-100L: Prototype engine for the YF-22; rated 30,000 lbf thrust class.
- YF119-PW-100N: Prototype engine for the YF-23; rated 30,000 lbf thrust class.
- F119-PW-100: Production engine for the F-22A with larger fan and increased bypass ratio (BPR) rated for 35,000 lbf thrust class.
- YF119-PW-611: Prototype engine for the X-35.
- YF119-PW-614: Prototype engine for the X-32.
- Applications
- Boeing X-32 (YF119-PW-614)
- Lockheed YF-22 (YF119-PW-100L)
- Lockheed Martin F-22 Raptor (F119-PW-100)
- Lockheed Martin X-35 (YF119-PW-611)
- Northrop YF-23 (YF119-PW-100N).
GE Aviation’s XA100 Adaptive Cycle Engine Completes Detailed Design.
Engine will increase combat aircraft thrust more than 10%, improve fuel efficiency by 25%
GE Aviation announced the successful completion of the XA100 detailed design process under the U.S. Air Force’s Adaptive Engine Transition Program (AETP), the service’s endeavor to create an advanced, next-generation combat engine. This effort paved the way for fabricating and testing multiple full-sized adaptive cycle engines.
Unlike today’s combat engines with fixed bypass ratios, GE’s XA100 is a variable cycle engine that will provide high-thrust for maximum power and high-efficiency for optimum fuel savings as required. This engine will increase combat aircraft thrust more than 10%, improve fuel efficiency by 25%, and provide significantly more aircraft heat dissipation capacity, all within the same physical envelope as current propulsion systems.
GE and the USAF have matured the enabling technologies and architectures of adaptive cycle engines through a series of highly-successful design and test activities in the Adaptive Versatile Engine Technology (ADVENT), Adaptive Engine Technology Development (AETD), and AETP efforts. GE’s XA100 incorporates the industry's most extensive use of low-density, heat-resistant material technologies and advanced manufacturing techniques such as ceramic matrix composites (CMC), polymer matrix composites (PMC), and additively-manufactured components. These innovations will enable the engine to meet or exceed the military's aggressive performance targets with field-proven, affordable technologies. GE’s understanding of adaptive cycle engines is based on this solid foundation of experience and rigorous test activities.
“GE has worked closely with the Air Force over the past couple of years to successfully complete the detailed design of the XA100 engine,” said David Tweedie, general manager for GE’s Advanced Combat Engines. “We look forward to building and testing full-sized engines and bringing a generational change to combat aircraft propulsion. The XA100 engine will bring unmatched, mission-critical improvements in range, thrust, and thermal management capacity.”
GE Aviation, an operating unit of GE (NYSE: GE), is a world-leading provider of jet and turboprop engines, components, integrated digital, avionics, electrical power and mechanical systems for commercial, military, business and general aviation aircraft. CFM International is a 50/50 joint company between GE and Safran Aircraft Engines.GE Aviation has a global service network to support these offerings and is part of the world's Digital Industrial Company with software-defined machines and solutions that are connected, responsive and predictive.
The Pratt & Whitney XA101 is a three-stream adaptive cycle engine demonstrator being developed by Pratt & Whitney (GE) for the Lockheed Martin F-35 Lightning and for the U.S. Air Force's sixth generation fighter program.
The three-stream adaptive cycle design can direct air to the bypass third stream for increased fuel efficiency and cooling or to the core and fan streams for additional thrust and performance. The 45,000 lbf (200 kN) thrust class engine is expected to be significantly more powerful and efficient than existing low-bypass turbofans.
The U.S. Air Force and U.S. Navy began pursuing adaptive cycle engine in 2007 with the Adaptive Versatile Engine Technology (ADVENT) program, a part of the larger Versatile Affordable Advanced Turbine Engine (VAATE) program. While not involved with ADVENT, Pratt & Whitney was selected alongside General Electric for the Adaptive Engine Technology Demonstrator (AETD) program that followed in 2012; this program continued to mature the technology, with tests performed using demonstrator engines. The next step, the Adaptive Engine Transition Program (AETP), was launched in 2016 to develop and test adaptive engines for sixth generation fighter propulsion as well as potential re-engining of the F-35 from the existing F135 turbofan engine. The demonstrators were assigned the designation XA100 for General Electric's design and XA101 for Pratt & Whitney's. The AETP goal is to demonstrate 25% improved fuel efficiency, 10% additional thrust, and significantly better thermal management. In 2017, Pratt & Whitney successfully tested an adaptive three-stream fan with an F135 core, and considered the XA101 to be "Growth Option 2.0" in its long term development plan for the F135. Further contract awards and modifications from Air Force Life Cycle Management Center (AFLCMC) in 2018 increased the focus on re-engining of the F-35; there has also been investigations on applying the technology in upgrades for F-15, F-16, and F-22 propulsion systems. In June 2018, Pratt & Whitney changed its development plan for the F135, and instead offered an adaptive three-stream fan as Growth Option 2.0 that's separate from the XA101, which would instead have a new engine core.
The XA101 is a three-stream adaptive cycle engine that can adjust the bypass ratio and fan pressure to increase fuel efficiency or thrust, depending on the scenario. It does this by employing a third bypass stream where the engine can direct air to in order to increase fuel economy and act as a heat sink for cooling; in particular, this would enable greater use of the high speed, low altitude part of the F-35 envelope. The increased cooling and power generation also enables the potential employment of directed energy weapons in the future. When additional thrust is needed, the air from the third stream can be directed into the core and fan streams for increased performance.
Applications - Lockheed Martin F-35 (planned).
Rolls-Royce developing advanced jet engine to power Tempest fighter.
Rolls-Royce has revealed the radical state-of-the-art jet engine that will power the UK's Tempest fighter plane when it enters service in 2035. Currently in its fifth year of development, the new engine will not only provide thrust for the supersonic warfighter but also unprecedented amounts of electricity to power future energy weapons and other systems.
Even though fifth-generation fighters like the Lockheed Martin F-35 Lightning II are just starting to be deployed in any great numbers, the major air forces of the world regard them as already obsolescent and are beginning to design and build the airplanes that will replace them. One of the front runners in the race is Britain's Tempest, which is being developed in partnership with Sweden and Italy.
As a sixth-generation fighter, the Tempest will, in many ways, be as big a leap over something like an F-18 Super Hornet as the Super Hornet is over a Second World War prop-driven fighter. Though designed to be fast and agile, the Tempest will also be designed for stealth and will be as much a command and control system and dynamic sensor platform as a fighter. In fact, with its artificial intelligence systems and deep learning, the pilot will act more as an executive officer than a dogfighter.
The problem is that the Tempest will be a very thirsty beast when it comes to electricity, producing unprecedented levels of power demand and thermal loads due to its carrying lasers and other energy weapons, advanced sensors and avionics, and swarming technologies. This means that the old engines that were made mainly to pump out thrust aren't up to the job.
This is why Rolls-Royce has been spending the last five years working on the next-generation engine for the next-generation fighter. At its core, it features an electrical starter-generator that was fully embedded in the core of a gas turbine engine that began life in 2014 as the Embedded Electrical Starter Generator (E2SG) demonstrator program, and takes a new approach to fighter design that places much more emphasis on providing electrical power in large quantities directly from the engine.
"The electrical embedded starter-generator will save space and provide the large amount of electrical power required by future fighters," says Conrad Banks, Chief Engineer for Future Programmes at Rolls-Royce. "Existing aircraft engines generate power through a gearbox underneath the engine, which drives a generator. In addition to adding moving parts and complexity, the space required outside the engine for the gearbox and generator makes the airframe larger, which is undesirable in a stealthy platform."
Instead of a generator, the new Rolls-Royce engine uses two electrical generators set on two spools that allow them to act as either motors or generators by transferring power from one to another. It's also hoped that this arrangement will make the engine more responsive and efficient.
In addition, the engine has a new energy storage system. There is also an intelligent power and engine control system to manage the power network by means of algorithms that make real-time decisions about how to handle energy demand as well as reduce thermal loads, which will prolong component life. This is aided by the fully integrated heat management system, and exhaust reheat system with improved efficiency, and a lighter, aerodynamically optimized fan that's made of temperature-resistant composites.
Now entering Phase two, the new power plant has been integrated into Britain's Tempest program. According to Rolls-Royce, its development is in response to the recognition that all future military vehicles will need much more electricity to complete their missions and is such a departure that it required the building of new testing facilities that allow gas turbines to be directly connected to a DC electrical network.
The company says that the third phase of the program will concentrate on thermal management and the addition of more electric engine accessories and will culminate with building a full-scale demonstrator engine, though when this will be completed has yet to be announced.
THE ENGINE XF5-1 AND VARIABLE CYCLE DEVELOPMENT FOR "F3" STEALTH FIGHTERS?
Ishikawajima-Harima Heavy Industries (IHI) supplies two engines equipped with XF5-1 dual fan afterburners for the ATD-X prototype.
The XF5-1 is an afterburner turbofan with a low bypass ratio, capable of 5,000 kg of thrust at a ratio of 8; these figures make it capable of competing with any advanced engine in the United States and Europe.
The XF5-1 has its origins in basic research since 1991. The first of four test engines was delivered to TRDI in 1998, but there were no plans to launch a full five-year prototype program until 2015. Reflecting the role of the X-2 as a small-scale, low-powered test bench, the next-generation fighter, if continued, would be powered by a pair of small diameter 33,000 pound thrust motors, an engine that has been under development since 2010 that would use a new silicon carbide fibre material called CMC. Currently only Japanese companies have the necessary techniques to produce CMC; the use of CMC in an engine can drastically reduce its weight while maintaining its strength and heat resistance; the XF5-1 engine, made in Japan using CMC, achieves the highest thrust to weight ratio in the world.
The development of the two 11,000-pound IHI XF5-1 turbofan engines of the X-2, first installed on the aircraft in July 2014, revolutionized the field of engine technology with the use of ceramic composite blades. It is well known that to improve the performance of aircraft engines it is essential to increase the temperature of the combustion gases entering the turbine, which are currently well above the melting temperatures of ordinary metals. Consequently, cooling the turbine blades is a critical area. The secret of size and power lies behind the turbine inlet temperature of up to 1,600°C, which is unusually high by about 200°C compared to other jet engines, and can only be achieved using "CMC ceramic composite material".
A silicon carbide (SiC) fibre was invented at Tohoku University in 1975. The Japan Atomic Energy Research Institute (currently QST) then studied the methods of producing heat-resistant SiC fibres. These research results were transferred to the private sector for technology development, which was mediated by the Research Development Corporation of Japan (currently JST). TRDI started research on the XF5-1 engine in 1995. The engine was installed on the aircraft "Advanced Technological Demonstrator-X" in 2016.
(Web, Google, Wikipedia, Analisidifesa, You Tube)
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