Il Rolls-Royce Pegasus, precedentemente Bristol Siddeley Pegasus, è un motore turbofan originariamente progettato dalla Bristol Siddeley. È stato prodotto dalla Rolls-Royce plc. Il motore non è solo in grado di alimentare un aereo a reazione in avanti, ma anche di dirigere la spinta verso il basso tramite ugelli orientabili. Un aereo leggermente carico equipaggiato con questo motore può manovrare come un elicottero. In particolare, si possono eseguire decolli e atterraggi verticali. Nel servizio statunitense, il motore è designato F402.
L'esclusivo motore Pegasus alimenta tutte le versioni della famiglia Harrier di aerei militari multiruolo. La Rolls-Royce ha concesso in licenza alla Pratt & Whitney la costruzione del Pegasus per le versioni costruite negli Stati Uniti. Tuttavia la Pratt & Whitney non ha mai completato alcun motore, con tutte le nuove build prodotte da Rolls-Royce a Bristol, in Inghilterra. Il Pegasus è stato anche il motore previsto per una serie di progetti di aerei, tra cui i prototipi del progetto di trasporto militare tedesco Dornier Do 31 VSTOL.
Sviluppo
Sfondo
Michel Wibault, progettista di aerei francese, ebbe l'idea di utilizzare la spinta vettoriale per gli aerei a decollo verticale. Questa spinta proveniva dall'albero di quattro soffiatori centrifughi azionati da un turboelica Bristol Orion, lo scarico di ciascun ventilatore era vettorizzato ruotando le coclee del FAN. Sebbene l'idea di vettorizzare la spinta fosse piuttosto nuova, il motore proposto fu considerato troppo pesante.
Di conseguenza, un ingegnere della Bristol Engine Company, Gordon Lewis, iniziò nel 1956 a studiare concetti di motore alternativi, utilizzando, ove possibile, componenti di motore esistenti delle serie di motori Orpheus e Olympus. Il lavoro venne supervisionato dal direttore tecnico Stanley Hooker. Un concetto che sembrava promettente era il BE52, che inizialmente utilizzava l' Orpheus 3 come nucleo del motore con un albero coassiale separato, i primi due stadi di un compressore Olympus 21 LP, che fungevano da FAN, erogando aria compressa verso due ugelli di spinta vettoriale nella parte anteriore del motore. A questo punto dell'esercizio di progettazione, lo scarico della turbina LP viene scaricato attraverso un tradizionale ugello posteriore. C'erano prese separate per la ventola e il compressore principale perché la ventola non sovraccaricava il compressore principale.
Sebbene il BE.52 fosse una centrale elettrica autonoma e più leggero del concetto di Wibault, il BE.52 era ancora complicato e pesante. Di conseguenza, i lavori sul concetto BE.53 iniziarono nel febbraio 1957. Nel BE.53 i moduli Olympus vennero montati vicino agli stadi Orpheus; semplificando così la canalizzazione in ingresso. Gli stadi Olympus sovralimentarono il nucleo Orpheus, migliorando il rapporto di pressione generale, creando una configurazione turbofan convenzionale.
Per un anno la Bristol progettò il motore in assoluto isolamento, con pochi feedback forniti dai vari produttori di cellule del velivolo. Tuttavia, nel maggio 1957 il team ricevette una lettera di sostegno da Sydney Camm della Hawker Aviation. Si stava cercando un sostituto dell'Hawker Hunter. Il progettista dell'aereo, Ralph Hooper, suggerì di avere i quattro ugelli di spinta vettoriale (originariamente suggeriti da Lewis), con gas caldi dai due posteriori. Ulteriori discussioni congiunte contribuirono a perfezionare il design del motore.
Il Libro bianco sulla difesa del 1957, incentrato su missili ed aerei non con equipaggio - che erano stati dichiarati "obsoleti" - precludeva qualsiasi futuro sostegno finanziario del governo per lo sviluppo di aerei da combattimento con equipaggio non già esistenti. Ciò impedì qualsiasi sostegno finanziario ufficiale per il motore o per l'aereo da parte del Ministero della Difesa. Fortunatamente, lo sviluppo del motore fu sostenuto finanziariamente per un importo pari al 75% dal Programma di sviluppo delle armi reciproche, Verdon Smith della Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL), in quanto la Bristol Engines era ormai fusa con la Armstrong Siddeley; concordando quindi rapidamente di pagare il resto.
Il primo motore prototipo (uno dei due BE53 / 2 costruiti), funzionò il 2 settembre 1959 e presentava una ventola a 2 stadi e utilizzava il core Orpheus 6. Sebbene la ventola fosse sospesa, le alette di guida dell'ingresso erano ancora incorporate. La bobina HP comprendeva un compressore a 7 stadi azionato da una turbina monostadio. Una turbina LP a 2 stadi azionava il FAN. Non c'era il plenum all'uscita della ventola, ma furono montati 4 ugelli di spinta vettoriale.
L'ulteriore sviluppo del motore proseguì in tandem con l'aereo Hawker P.1127. L'aereo volò per la prima volta (hover collegato) il 21 ottobre 1960, alimentato dal BE53 / 3 (Pegasus 2). L'hover libero fu raggiunto il 19 novembre dello stesso anno. La transizione al volo alare avvenne nel 1961. Versioni successive del P.1127 furono equipaggiate con il Pegasus 3 e infine il Pegasus 5.
Il Pegasus 5 venne utilizzato anche nel Kestrel, un perfezionamento del P.1127, di cui nove furono costruiti per un esercizio di valutazione tripartito. Il Kestrel fu successivamente sviluppato nell'aereo da combattimento Harrier. Al momento della costruzione del Pegasus 5/2, sia la ventola che il compressore HP erano stati a stadio zero e il 2° stadio aggiunto alla turbina HP.
Test e produzione
I test di volo e lo sviluppo del motore non ebbero finanziamenti governativi; il finanziamento dell'aereo veniva interamente dalla Hawker.
I primi motori avevano una spinta appena sufficiente per sollevare l'aereo da terra a causa di problemi di crescita di peso. I test di volo furono inizialmente condotti con l'aereo legato, con il primo volo stazionario raggiunto il 19 novembre 1960. La prima transizione dal volo stazionario al volo convenzionale fu ottenuta l'8 settembre 1961. Inizialmente si temeva che l'aereo avrebbe avuto difficoltà a passare da un livello all’altro ed volo verticale, ma durante i test tutto risultò estremamente semplice. I test dimostrarono che, a causa dell'estremo rapporto potenza / peso, bastarono pochi gradi di movimento dell'ugello per far muovere l'aereo in avanti abbastanza rapidamente da produrre portanza dall'ala, e che anche con un angolo di 15 gradi l'aereo accelerava molto bene. Il pilota doveva semplicemente spostare lentamente in avanti il controllo degli ugelli.
La RAF non si era ancora convertita all'idea dell’aereo VTOL e descrisse l'intero progetto come un giocattolo e un piacere per la folla. Il primo prototipo del P1127 fece un atterraggio molto pesante al Paris Air Show nel 1963.
La produzione in serie e il miglioramento del design e dello sviluppo del Pegasus per produrre spinte sempre più elevate proseguirono con i motori Bristol oltre il 1966, quando Rolls-Royce Ltd acquistò la società. Un progetto di motore correlato, il Bristol Siddeley BS100 da 39.500 lbf (con riscaldamento ) per un caccia VTOL supersonico (l' Hawker Siddeley P.1154 ) non fu sviluppato per la produzione poiché il progetto dell'aereo era stato annullato nel 1965.
Ad oggi, 1.347 motori sono stati prodotti e sono state registrate due milioni di ore di funzionamento con gli Harrier della Royal Air Force (RAF), la Royal Navy, il Corpo dei Marines degli Stati Uniti e le marine di India , Italia , Spagna e Thailandia.
Un derivato della spinta da 26.000 libbre non vettoriale del Pegasus che funziona con idrogeno liquido, l'RB.420, è stato progettato e offerto nel 1970 in risposta a un requisito della NASA per un motore per alimentare lo Space Shuttle proiettato nel suo volo di ritorno attraverso l'atmosfera. Alla fine, la NASA ha scelto un progetto di navetta utilizzando un ritorno a scorrimento non motorizzato.
Design
Il turbofan a spinta vettoriale Pegasus è un design a due alberi con tre stadi di compressione a bassa pressione (LP) e otto ad alta pressione (HP) azionati rispettivamente da due stadi di turbina LP e due HP. Insolitamente le bobine LP e HP ruotano in direzioni opposte per ridurre notevolmente gli effetti giroscopici che altrimenti ostacolerebbero la gestione a bassa velocità. Le pale delle ventole LP e HP sono in titanio, le pale delle ventole LP operano nella regione parzialmente supersonica e il flusso d'aria è di 432 lb / s. Il motore impiega un semplice sistema di spinta vettoriale che utilizza quattro ugelli girevoli, dando all'Harrier la spinta sia per il sollevamento che per la propulsione in avanti, consentendo il volo STOVL.
Il sistema di combustione è un combustore anulare con bruciatori a vaporizzazione ASM a bassa pressione.
L'avviamento del motore viene effettuato da un avviatore / APU combinato per turbina a gas montato in alto.
Ugelli
I due ugelli anteriori, che sono in acciaio, sono alimentati con aria dal compressore LP, gli ugelli posteriori, che sono di Nimonic con scarico a getto caldo (650° C). La divisione del flusso d'aria è di circa 60/40 davanti e dietro. È fondamentale che gli ugelli ruotino insieme. Ciò si ottiene utilizzando una coppia di motori pneumatici alimentati dal compressore HP (alta pressione), in una configurazione fail over, coppie di ugelli collegati con catene di motociclette. Gli ugelli ruotano su un intervallo angolare di 98,5 gradi.
Il Pegasus è stato anche il primo motore turbofan ad avere la ventola del compressore iniziale, lo stadio zero, davanti al cuscinetto anteriore. Ciò ha eliminato i montanti radiali e il pericolo di formazione di ghiaccio.
Posizione del motore
Il motore è montato al centro dell'Harrier e di conseguenza è necessario rimuovere l'ala per cambiare il propulsore dopo aver montato la fusoliera su cavalletti. Il cambiamento richiede un minimo di otto ore; utilizzando gli strumenti e le attrezzature di sollevamento adeguati è stato possibile farlo in meno di quattro.
Iniezione d’acqua
La massima spinta al decollo disponibile dal motore Pegasus è limitata, in particolare alle temperature ambientali più elevate, dalla temperatura delle pale della turbina. Poiché questa temperatura non può essere misurata in modo affidabile, i limiti operativi sono determinati dalla temperatura del tubo del getto. Per consentire di aumentare la velocità del motore e quindi la spinta per il decollo, l'acqua viene spruzzata nella camera di combustione e nella turbina per mantenere la temperatura della pala a un livello accettabile.
L'acqua per l'impianto di iniezione è contenuta in un serbatoio posto tra la sezione biforcuta del condotto di scarico posteriore (caldo). Il serbatoio contiene fino a 500 libbre (227 kg) di acqua distillata. La portata dell'acqua per la riduzione della temperatura della turbina richiesta è di circa 35 gpm per una durata massima di circa 90 secondi. La quantità di acqua trasportata è sufficiente e adeguata al particolare ruolo operativo dell'aeromobile.
La selezione dei valori nominali del motore a iniezione d'acqua (Lift Wet / Short Lift Wet) determina un aumento della velocità del motore e dei limiti di temperatura del tubo del getto oltre i rispettivi valori nominali a secco (non iniettato) (Lift Dry / Short Lift Dry). Dopo aver esaurito la fornitura d'acqua disponibile nel serbatoio, i limiti vengono riportati ai livelli "a secco". Una spia luminosa nella cabina di pilotaggio fornisce al pilota un preavviso di esaurimento dell'acqua.
Varianti:
- Pegasus 1 (BE53-2) I due motori prototipo erano motori dimostrativi che sviluppavano circa 9.000 lbf (40 kN) sul banco di prova. Nessuno dei due motori è stato installato in un P.1127.
- Pegasus 2 ( BE53-3 ) Utilizzato nei P.1127 iniziali, 11.500 lbf (51 kN)
- Pegasus 3 Utilizzato sui prototipi P.1127, 13.500 lbf (60 kN)
- Pegasus 5 ( BS.53-5 ) Utilizzato per l' aereo da valutazione Hawker Siddeley Kestrel a 15.000 lbf (67 kN)
- Pegasus 6 ( Mk.101 ) Per Harrier di produzione iniziale a 19.000 lbf (85 kN), volato per la prima volta nel 1966 ed entrato in servizio nel 1969
- Pegasus 10 ( Mk.102 ): Per aggiornare il primo Harrier con più potenza e utilizzato per l'AV-8A, 20.500 lbf (91 kN), entrato in servizio nel 1971.
- Pegasus 11 ( Mk.103 ) Il Pegasus 11 ha alimentato la prima generazione di Harrier, l' Hawker Siddeley Harrier GR.3 della RAF, l' USMC AV-8A e successivamente il Sea Harrier della Royal Navy . Il Pegasus 11 ha prodotto 21.000 lbf (93 kN) ed è entrato in servizio nel 1974.
- Pegasus 14 ( Mc.104 ) Versione navalizzata del Pegasus 11 per Sea Harrier, come l'11 ma alcuni componenti del motore e fusioni realizzati con materiali resistenti alla corrosione.
- Pegasus 11-21 (Mk.105 / Mk.106) L'11-21 è stato sviluppato per la seconda generazione di Harrier, l'USMC AV-8B Harrier II e il BAE Harrier II. Il modello originale forniva 450 lbf (2,0 kN) in più. Gli Harrier della RAF entrarono in servizio con l'11-21 Mk.105, gli AV-8B con l'F402-RR-406. A seconda dei vincoli di tempo e dell'iniezione di acqua , tra 14.450 lbf (64,3 kN) (max. Continuo a 91% RPM) e 21.550 lbf (95,9 kN) (15 s bagnato a 107% RPM) di portanza è disponibile a livello del mare (compreso splay perdita a 90°). Lo sviluppo Mk.106 è stato prodotto per l' aggiornamento Sea Harrier FA2 e genera 21.750 lbf (96,7 kN).
- Pegasus 11-61 (Mk.107) L'11-61 (aka -408) è l'ultima e più potente versione del Pegasus, fornendo 23.800 lbf (106 kN). Ciò equivale a una spinta fino al 15 percento in più a temperature ambiente elevate, consentendo agli Harrier aggiornati di tornare su una portaerei senza dover scaricare armi inutilizzate che insieme alla ridotta manutenzione riducono il costo totale dell'uso del motore. Quest'ultimo Pegasus è anche montato sull'av-8B+ altamente efficace e dotato di radar. Questa versione combina i comprovati vantaggi delle operazioni STOVL diurne e notturne con un sistema radar avanzato e missili oltre il raggio visivo. La RAF / RN stava aggiornando la sua flotta GR7 allo standard GR9, inizialmente attraverso il JUMP (Joint Upgrade and Maintenance Program) e poi attraverso l'Harrier Platform Availability Contract (HPAC). Tutti i velivoli GR7 avrebbero dovuto essere aggiornati entro aprile 2010. Parte di questo processo è stato l'aggiornamento dei motori Mk.105 allo standard Mk.107. Questi velivoli erano conosciuti come GR7A e GR9A.
Applicazioni:
- AV-8B Harrier II
- BAE Sea Harrier
- BAE Harrier II
- Dornier Do 31
- Hawker Siddeley Harrier
- Hawker Siddeley P.1127.
Applicazione prevista
- Armstrong Whitworth AW.681
Motori in mostra
I motori Pegasus sono esposti al pubblico nei seguenti musei:
- Museo Imperiale della Guerra Duxford
- Royal Air Force Museum di Londra
- Cranfield University, Inghilterra
- Science Museum (Londra)
- Museo Nazionale dell'Aviazione Navale Pensacola, Florida
- Museo dell'Aviazione Navale (India), Goa, India
- Deutsches Museum , Monaco di Baviera, Germania
- Rolls-Royce Heritage Trust, Allison, Indianapolis, Indiana
- Rolls-Royce Heritage Trust Collection (Derby)
- Airworld Aviation Museum, Caernarfon, Wales, Regno Unito.
Specifiche (Pegasus 11-61)
Caratteristiche generali:
- Tipo: Twin- spool turbofan
- Lunghezza: 137 in (3.480 m)
- Diametro: 48 pollici (1.219 m)
- Peso a secco: 3.960 lb (1.796 kg)
Componenti
- Compressore: flusso assiale a 3 stadi a bassa pressione, 8 stadi ad alta pressione
- Combustori : anulari
- Turbina : alta pressione a 2 stadi, bassa pressione a 2 stadi
Prestazioni
- Spinta massima : 23.800 lbf (106 kN)
- Rapporto di pressione totale : 16,3: 1
- Consumo specifico di carburante : 0,76 lb / lbf-hr
- Rapporto spinta-peso : 6: 1.
ENGLISH
The Rolls-Royce Pegasus, formerly the Bristol Siddeley Pegasus, is a turbofan engine originally designed by Bristol Siddeley. It was manufactured by Rolls-Royce plc. The engine is not only able to power a jet aircraft forward, but also to direct thrust downwards via swivelling nozzles. Lightly loaded aircraft equipped with this engine can manoeuvre like a helicopter. In particular, they can perform vertical takeoffs and landings. In US service, the engine is designated F402.
The unique Pegasus engine powers all versions of the Harrier family of multi-role military aircraft. Rolls-Royce licensed Pratt & Whitney to build the Pegasus for US built versions. However Pratt & Whitney never completed any engines, with all new build being manufactured by Rolls-Royce in Bristol, England. The Pegasus was also the planned engine for a number of aircraft projects, among which were the prototypes of the German Dornier Do 31 VSTOL military transport project.
Development
Background
Michel Wibault, the French aircraft designer, had the idea to use vectored thrust for vertical take-off aircraft. This thrust would come from four centrifugal blowers shaft driven by a Bristol Orion turboprop, the exhaust from each blower being vectored by rotating the blower scrolls. Although the idea of vectoring the thrust was quite novel, the engine proposed was considered to be far too heavy.
As a result, an engineer at Bristol Engine Company, Gordon Lewis, began in 1956 to study alternative engine concepts, using, where possible, existing engine components from the Orpheus and Olympus engine series. The work was overseen by the Technical Director Stanley Hooker. One concept which looked promising was the BE52, which initially used the Orpheus 3 as the engine core and, on a separate coaxial shaft, the first two stages of an Olympus 21 LP compressor, which acted as a fan, delivering compressed air to two thrust vectoring nozzles at the front of engine. At this point in the design exercise, the exhaust from the LP turbine discharged through a conventional rear nozzle. There were separate intakes for the fan and core compressor because the fan did not supercharge the core compressor.
Although the BE.52 was a self-contained power plant and lighter than Wibault's concept, the BE.52 was still complicated and heavy. As a result, work on the BE.53 concept started in February 1957. In the BE.53 the Olympus stages were fitted close to the Orpheus stages; thus simplifying the inlet ducting. The Olympus stages now supercharged the Orpheus core, improving the overall pressure ratio, creating what is now considered a conventional turbofan configuration.
For a year Bristol designed the engine in isolation, with little feedback from the various airframe manufacturers furnished with data. However, in May 1957 the team received a supportive letter from Sydney Camm of Hawker Aviation They were looking for a Hawker Hunter replacement. The aircraft designer, Ralph Hooper, suggested having the four thrust vectoring nozzles (originally suggested by Lewis), with hot gases from the rear two. Further joint discussions helped to refine the engine design.
The 1957 Defence White Paper, which focused on missiles, and not manned aircraft – which were declared 'obsolete' - was not good news, because it precluded any future government financial support for development of not already extant manned combat aircraft. This prevented any official financial support for the engine or aircraft from the Ministry of Defence. Fortunately, engine development was financially supported to the tune of 75% from the Mutual Weapons Development Program, Verdon Smith of Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL), which Bristol Engines had by then become on its merger with Armstrong Siddeley, quickly agreeing to pay the remainder.
The first prototype engine (one of two BE53/2s built), ran on 2 September 1959 and featured a 2-stage fan and used the Orpheus 6 core. Although the fan was overhung, inlet guide vanes were still incorporated. The HP spool comprised a 7-stage compressor driven by a single stage turbine. A 2-stage LP turbine drove the fan. There was no plenum at fan exit, but 4 thrust vectoring nozzles were fitted.
Further development of the engine then proceeded in tandem with the aircraft, the Hawker P.1127. The aircraft first flew (tethered hover) on 21 October 1960, powered by the BE53/3 (Pegasus 2). Free hover was achieved on 19 November of the same year. Transition to wing-borne flight occurred in 1961. Later versions of the P.1127 were fitted with the Pegasus 3 and eventually the Pegasus 5.
The Pegasus 5 was also used in the Kestrel, a refinement of the P.1127, of which nine were built for a Tripartite evaluation exercise. The Kestrel was subsequently developed into the Harrier combat aircraft. By the time the Pegasus 5/2 was built, both the fan and HP compressor had been zero-staged and 2nd stage added to the HP turbine.
Testing and production
The flight testing and engine development received no government funding; the plane's funding came entirely from Hawker.
The first engines had barely enough thrust to lift the plane off the ground due to weight growth problems. Flight tests were initially conducted with the aircraft tethered, with the first free hover achieved on 19 November 1960. The first transition from static hover to conventional flight was achieved on 8 September 1961. It was originally feared that the aircraft would have difficulty transitioning between level and vertical flight, but during testing it was found to be extremely simple. Testing showed that because of the extreme power to weight ratio it only took a few degrees of nozzle movement to get the aircraft moving forward quickly enough to produce lift from the wing, and that even at a 15 degree angle the aircraft accelerated very well. The pilot simply had to move the nozzle control forward slowly. During transition from horizontal back to vertical the pilot would simply slow to roughly 200 knots and turn the nozzles downward, allowing the engine thrust to take over as the aircraft slowed and the wings stopped producing lift.
The RAF was not much of a convert to the VTOL idea, and described the whole project as a toy and a crowd pleaser. The first prototype P1127 made a very heavy landing at the Paris Air Show in 1963.
Series manufacture and design and development improvement to the Pegasus to produce ever higher thrusts were continued by Bristol engines beyond 1966, when Rolls-Royce Ltd bought the Company. A related engine design, the 39,500 lbf (with reheat) Bristol Siddeley BS100 for a supersonic VTOL fighter (the Hawker Siddeley P.1154) was not developed to production as the aircraft project was cancelled in 1965.
To date, 1,347 engines have been produced and two million operating hours have been logged with the Harriers of the Royal Air Force (RAF), Royal Navy, U.S. Marine Corps and the navies of India, Italy, Spain and Thailand.
A non-vectored 26,000 lb thrust derivative of the Pegasus running on liquid hydrogen, the RB.420, was designed and offered in 1970 in response to a NASA requirement for an engine to power the projected Space Shuttle on its return flight through the atmosphere. In the event, NASA chose a shuttle design using a non-powered gliding return.
Design
The Pegasus vectored-thrust turbofan is a two-shaft design featuring three low pressure (LP) and eight high pressure (HP) compressor stages driven by two LP and two HP turbine stages respectively. Unusually the LP and HP spools rotate in opposite directions to greatly reduce the gyroscopic effects which would otherwise hamper low speed handling. LP and HP fan blading is titanium, the LP fan blades operating in the partly supersonic region, and airflow is 432 lb/s. The engine employs a simple thrust vectoring system that uses four swiveling nozzles, giving the Harrier thrust both for lift and forward propulsion, allowing for STOVL flight.
Combustion system is an annular combustor with ASM low-pressure vaporising burners.
Engine starting was by a top-mounted packaged combined gas turbine starter/APU.
Nozzles
The front two nozzles, which are made of steel, are fed with air from the LP compressor, the rear nozzles, which are of Nimonic with hot (650°C) jet exhaust. The airflow split is about 60/40 front back. It is critical that the nozzles rotate together. This is achieved by using a pair of air motors fed from the HP (high pressure) compressor, in a fail over configuration, pairs of nozzles connected with motorcycle chains. The nozzles rotate over an angular range of 98.5 degrees.
The Pegasus was also the first turbofan engine to have the initial compressor fan, the zero stage, ahead of the front bearing. This eliminated radial struts and the icing hazard they represent.
Position of the engine
The engine is mounted in the centre of the Harrier and as a result it was necessary to remove the wing to change the powerplant after mounting the fuselage on trestles. The change took a minimum of eight hours, although using the proper tools and lifting equipment this could be accomplished in less than four.
Water injection
The maximum take-off thrust available from the Pegasus engine is limited, particularly at the higher ambient temperatures, by the turbine blade temperature. As this temperature cannot reliably be measured, the operating limits are determined by jet pipe temperature. To enable the engine speed and hence thrust to be increased for take-off, water is sprayed into the combustion chamber and turbine to keep the blade temperature down to an acceptable level.
Water for the injection system is contained in a tank located between the bifurcated section of the rear (hot) exhaust duct. The tank contains up to 500 lb (227 kg, 50 imperial gallons) of distilled water. Water flow rate for the required turbine temperature reduction is approximately 35 gpm (imperial gallons per minute) for a maximum duration of approximately 90 seconds. The quantity of water carried is sufficient for and appropriate to the particular operational role of the aircraft.
Selection of water injection engine ratings (Lift Wet/Short Lift Wet) results in an increase in the engine speed and jet pipe temperature limits beyond the respective dry (non-injected) ratings (Lift Dry/Short Lift Dry). Upon exhausting the available water supply in the tank, the limits are reset to the 'dry' levels. A warning light in the cockpit provides advance warning of water depletion to the pilot.
(Web, Google, Wikipedia, You Tube)
