WikiDer > Power Jets WU

Power Jets WU

WU
ТипТурбореактивный
ПроизводительPower Jets
Первый забег12 апреля 1937
Основные приложенияникто
Количество построенных3
Разработан вСиловые форсунки W.1

В Power Jets WU (Whittle Unit) был серией из трех очень разных экспериментальных реактивные двигатели произведено и испытано Фрэнк Уиттл и его небольшая команда в конце 1930-х годов.

Дизайн и развитие

WU "Первая модель", также известная Уиттлом как первый "экспериментальный" двигатель,[1] и «1-е издание»,[2] был первым в мире созданным и запущенным турбореактивным двигателем.[3] Хотя это экспериментальный двигатель и не предназначался для полетов, он был спроектирован как очень легкий по нормальным инженерным стандартам.[2] Двигатель имел четыре основных компонента: одноступенчатый. центробежный компрессор с двусторонним рабочим колесом, одинарный проходной камера сгорания, одноступенчатый, осевой поток турбина и сужающееся сопло, прикрепленное к водометной трубе. Вал, соединяющий турбину с компрессором, был сделан как можно короче, чтобы избежать завихрения.[4] Камера сгорания была соединена с выпускным отверстием компрессора очень большим спиральным воздуховодом, придававшим двигателю асимметричный вид.

Уиттл сконструировал центробежный компрессор с соотношением давлений около 4: 1, тогда как, насколько ему было известно, лучшая ранее продемонстрированная производительность на одной ступени составляла около 2,5: 1. Он указал двустороннюю крыльчатка чтобы обеспечить необходимый ему воздушный поток от крыльчатки меньшего диаметра, чем можно было бы получить от односторонней.[2] Рабочее колесо меньшего размера позволило увеличить скорость турбины, что уменьшило нагрузку на одноступенчатую турбину и повысило ее эффективность. Турбина диаметром 419 мм (16,5 дюйма) должна была развивать мощность 3 000 л.с. (2237 кВт) для привода компрессора. Одним из недостатков двухсторонней крыльчатки является необходимость в установке на летательном аппарате воздухозаборника с камерой статического давления с более высокими потерями давления.[5] Недостаток для конструкции упорного подшипника ротора не осевой нагрузки от рабочего колеса, чтобы сбалансировать, что из турбины.

Уиттл обратился за помощью в проектировании системы сгорания и посетил Британская промышленная ярмарка. Когда он обсуждал требования к своей камере сгорания с различными экспонентами, его «практически высмеивали на каждом стенде», пока он не обнаружил Laidlaw, Drew and Company, фирму, готовую заняться сложной проблемой горения.[6] при интенсивности 20x те, в огнеупорных футеровке промышленных применений.[7] К концу 1936 г. общие затраты на разработку и изготовление двигателя составили 2000 фунтов стерлингов.[8]

Испытания первой модели начались 12 апреля 1937 г. в г. Регби. Во время тестирования Британский Томсон-Хьюстон (BTH) Главный инженер посчитал неразумным превышать 12000 об / мин. на заводе открытого типа из соображений безопасности после пробега 23 августа до 13 600 об / мин.[9] 31-й и последний запуск состоялся 24 августа 1937 года.

Для второй модели был принят существенно иной симметричный дизайн. Десять спиральных каналов соединяли выход компрессора с единственной большой камерой сгорания с обратным потоком, выход которой выходил вперед через турбину, а затем поворачивался назад для выпуска через десять струйных труб. Ожидается некоторый теплообмен от выхлопных труб к десяти каналам, по которым воздух поступает в камеру сгорания, поскольку все они были заключены в наружный кожух.[2] Испытания начались на территории избыточного литейного завода BTH Ladywood, расположенного неподалеку Lutterworth в Лестершир в марте 1938 года и продолжалось до тех пор, пока турбина не была повреждена 6 мая 1938 года.

Существенные изменения были внесены и в третью модель. Он имел десять камер сгорания с обратным потоком, что давало аналогичную конфигурацию более позднему. Силовые форсунки W.1 и Силовые форсунки W.2 турбореактивные двигатели. Эта конфигурация также была принята для Роллс-Ройс Велланд и General Electric J31 реактивные двигатели. Одно из преимуществ использования 10 камер сгорания, меньших в (1 / sqrt10) раз,[2] было бы легче испытать их на установке для сжигания.

Из-за нехватки средств многие компоненты будут модифицированы или отремонтированы для испытаний на более поздних двигателях.

Уиттл и его команда столкнулись с множеством проблем при разработке трех моделей. Повышены эффективность и долговечность компрессоров и турбин. Плохая топливная система и характеристики сгорания больше не ограничивали испытания других частей двигателя. Общий дизайн последующего двигателя W1 был очень похож на третью модель экспериментального двигателя.[2] Команда продемонстрировала, что у турбореактивного двигателя есть потенциал, чтобы конкурировать с большими поршневыми авиадвигателями, которые тогда производились серийно для британской программы перевооружения.

Первоначальная округлая «луковица» де Лаваль-тип лопатка турбины Корневая фиксация была позже заменена новой треугольной конструкцией «елочка» после многократных стресс-усталостных отказов предыдущего типа. Дизайн «елочка» будет использоваться на всех последующих двигателях Уиттла.

После серьезных проблем с начальным сгоранием в конце 1940 г. была разработана новая конструкция камеры сгорания, разработанная Исааком Лаббоком из Лаборатория Shell Fulham был включен. Эта камера / горелка «Лаббока» оказалась решением многих проблем сгорания.

Конструкция с «обратным потоком» или «тромбон», реализованная на втором и третьем двигателях, хотя и не является идеальной с точки зрения аэродинамики, была разработана как средство, позволяющее использовать короткий вал компрессора / турбины, требующий только двух подшипников без необходимость в гибкой муфте для устранения компенсатора на валу, для обеспечения хорошего потока воздуха в зоны сгорания и для удлинения пути горячего газа от камеры сгорания до турбины, чтобы могло произойти падение температуры, и убедитесь, что лопасти были защищены от самого горячего пламени сгорания, а доступные материалы турбинных лопаток, такие как «Stayblade» и «Rex78», имеют ограниченную температуру, которую они могут выдерживать. С более поздними улучшениями в материале лезвия, например Нимоник 80, в этом больше не было необходимости, и «сквозная» конструкция стала возможной, как это было реализовано в конструкции незавершенного W.2Y и позже переработанный W.2B / 500 - вездеход B.26, позже стать Роллс-Ройс Дервент.

Уиттл предполагал использовать вихревой поток в лопатках турбины, однако инженеры BTH не учли этого и изготовили лопатки с недостаточной крутизной. Последующее настаивание Уиттла на этом впоследствии привело к ухудшению отношений с инженерами BTH.[10]

WU был фактически разрушен из-за отказа диска турбины 22 февраля 1941 года. Силовые форсунки W.1.[11]

Варианты

WU Первая модель экспериментального двигателя
Первоначальная конструкция с асимметричным спиральным воздуховодом, соединяющим выход компрессора с одиночной прямоточной камерой сгорания. Первый запуск 12 апреля 1937 г.

Данные дизайна[12]

  • Расход воздуха: ~ 25,7 фунта / с (~ 11,66 кг / с)
  • Скорость вала: 17750 об / мин (296об / с)
  • Выходная мощность турбины: ~ 2950 л.с. (~ 2200 кВт)
  • Диаметр крыльчатки компрессора: ~ 19,69 дюйма (~ 500 мм)
  • Скорость конца рабочего колеса компрессора: ~ 1525 фут / с (~ 465 м / с)
  • Диаметр наконечника турбины: ~ 15,75 дюйма (~ 400 мм)
  • Скорость наконечника турбины: ~ 1220 футов / с (~ 372 м / с)


WU Вторая модель экспериментального двигателя
одинарная обратная камера сгорания. Первый запуск 16 апреля 1938 г.
WU Третья модель экспериментального двигателя
Десять обратных камер сгорания. Первый запуск 26 октября 1938 г.

Приложения

Никто.

Технические характеристики (предположения о проектировании первой модели WU, производительность не достигнута)

Общие характеристики

  • Тип: Центробежный поток турбореактивный
  • Длина: ~ 67,2 дюйма (~ 1707 мм) без водометной трубы
  • Диаметр: ~ 45 дюймов (~ 1143 мм) поперек компрессора
  • Сухой вес:

Составные части

  • Компрессор: одноступенчатый центробежный с двусторонним рабочим колесом диаметром 19 дюймов, лопатки диффузора установлены на этапе испытаний, материал: Hiduminium RR 56
  • Камеры сгорания: одинарная проходная конструкция, расположенная сразу после колена в спиральной трубе
  • Турбина: Диаметр 14 дюймов, 66 лопастей (без вихревой конструкции BTH), одноступенчатый осевой поток, с направляющими лопатками без сопла, материал диска и лопаток: Ферт-Виккерс Стейблэйд
  • Тип топлива: Керосин

Спектакль

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ https://www.flightglobal.com/FlightPDFArchive/1945/1945%20-%202018.PDF
  2. ^ а б c d е ж «Ранняя история газовой турбины Whittle с реактивным двигателем» Первая лекция Джеймса Клейтона 1945 г., командир авиации Фрэнк Уиттл, Институт инженеров-механиков, Лондон
  3. ^ «Разработка реактивных и турбинных авиационных двигателей», 4-е издание, Билл Ганстон, Патрик Стивенс, 2006 г., ISBN 0 7509 4477 3, стр.124
  4. ^ «Не много инженеров» сэр Стэнли Хукер, Crowood Press Ltd., Мальборо, 2005 г., ISBN 978-1853102851, стр.72
  5. ^ "Впускная аэродинамика", второе издание, Седдон и Голдсмит, AIAA Inc., Рестон, 1999 г., ISBN 0-632-04963-4, стр.30
  6. ^ "Всемирная энциклопедия авиационных двигателей - 5-е издание" автора Билл Ганстон, Sutton Publishing, 2006, стр.160.
  7. ^ "Аэротермодинамика газовой турбины" сэр Фрэнк Уиттл, Pergamon Press Ltd, Лондон, 1981, ISBN 978-0-08-026718-0, стр.161
  8. ^ "Genesis Of The Jet" Джон Голли, Эйрлайф Паблишинг Лтд., Шрусбери, 1996 г., ISBN 1 85310 860 Х, стр.82
  9. ^ Национальный архив, AIR62 / 15
  10. ^ http://web.itu.edu.tr/aydere/history.pdf
  11. ^ http://www.imeche.org/docs/default-source/presidents-choice/jc12_1.pdf
  12. ^ Информация, Reed Business (27 ноября 1980 г.). «Новый ученый».

Примечания

Библиография

внешняя ссылка