WikiDer > Пратт и Уитни J58
J58 | |
---|---|
Двигатель J58 на выставке Музей авиации и космонавтики Evergreen | |
Тип | Турбореактивный |
национальное происхождение | Соединенные Штаты |
Производитель | Пратт и Уитни |
Первый забег | 1958 |
Основные приложения | Локхид А-12 Локхид SR-71 |
В Пратт и Уитни J58 (название компании JT11D-20) был американцем реактивный двигатель это привело к Локхид А-12, а затем YF-12 и СР-71 самолет. Это был турбореактивный двигатель с форсажным двигателем с уникальным отводом от компрессора на форсажную камеру, который давал повышенную тягу на высоких скоростях. Из-за широкого диапазона скоростей самолета двигателю потребовалось два режима работы, чтобы перевести его от неподвижного состояния на земле до 2 000 миль в час (3200 км / ч) на высоте. Это был обычный турбореактивный двигатель с дожиганием для взлета и разгона до 2 Маха, а затем использовался постоянный выпуск воздуха из компрессора на форсажную камеру выше 2 Маха. Способ работы двигателя на крейсерском режиме позволил описать его как «действующий как двигатель. турбореактивный двигатель".[1] Он также был описан как турбореактивный двигатель на основании неправильных утверждений, описывающих турбомашин как полностью обойденный.[2][3]
Характеристики двигателя, которые отвечали требованиям миссии ЦРУ и ВВС США в течение многих лет, позже были немного улучшены для экспериментальных работ НАСА (перенос внешних полезных нагрузок на верхнюю часть самолета), которые требовали большей тяги, чтобы справиться с более высоким сопротивлением самолета.[4]
Разработка
Происхождение
Модель J58, получившая название JT11, возникла из более крупного двигателя JT9 (J91). Это был JT9 в масштабе 3/4 с массовым расходом 300 фунтов / с (140 кг / с), по сравнению с 400 фунтами / с (180 кг / с).[1] Первоначально JT11 был предложен ВМС США под обозначением J58.[1] Он также предлагался для различных самолетов ВМФ и ВВС, например Convair F-106, Североамериканский F-108, Convair B-58C, Vought XF8U-3 Crusader III, и Североамериканский A3J Vigilante. Ни одно из этих заявлений не было рассмотрено.[1]
J58 изначально разрабатывался для ВМС США.[5] для питания запланированной версии[6] из Мартин P6M реактивная летающая лодка.[7] P6M начал с двигателей Allison J71-A-4, а затем перешел на Pratt & Whitney J75 поскольку J58 не был готов из-за проблем с разработкой. После списания этот самолет был выбран для Convair Kingfish и для Локхид А-12, YF-12A и СР-71. Другие источники связывают его происхождение с требованиями ВВС США в силовой установке для WS-110A, будущего. XB-70 Валькирия.[8]
Редизайн для Маха 3,2
Аналитические прогнозы характеристик оригинального J58 показали, что при скорости 2,5 Маха «выхлопное давление было равно давлению на входе, компрессор находился в глубоком помпажном режиме, и не было холодного воздуха на гильзе камеры дожигания, который мог бы расплавиться».[9]
Первая проблема была вызвана слишком высокой температурой нагнетания компрессора, которая не позволяла добавлять достаточно энергии в камеру сгорания двигателя, чтобы обеспечить какую-либо тягу от газогенератора. Все давление, создающее тягу в струйной трубе, создавалось гидроцилиндром, как в ПВРД, а не газогенератором. Топливо для тяги можно было добавлять только в форсажной камере, которая стала единственным источником тяги двигателя. Скорость, при которой газогенератор не создавал тяги, будет увеличена с примерно 2,5 Маха до примерно 3 Маха за счет запатентованных изменений конструкции, описанных ниже. При превышении этой скорости газогенератор стал бы тормозным устройством с коэффициентом давления 0,9 при скорости 3,2 Маха.[10] Даже минимальная форсажная камера не уравновесит сопротивление. Эффект был качественно описан конструктором воздухозаборников Lockheed Дэвидом Кэмпбеллом: «… при минимальной форсажной камере двигатель будет тянуться к опорам двигателя при высоких числах Маха».[11]
Вторая была вызвана тем, что компрессор пытался работать на слишком низком уровне исправленная скорость в районе своего карта компрессора известный как "не-дизайн". Третий был вызван тем, что канал дожигателя охлаждался слишком горячим выхлопным газом турбины.
Патент США 3,344,606[12] описывает изменения в двигателе, которые увеличили его мощность до 3,2 Маха. Они включали отвод 20% поступающего в компрессор воздуха после 4-й ступени компрессора непосредственно в камеру дожига через шесть внешних труб. Это позволило компрессору работать должным образом с достаточным запасом по помпажу и увеличенным потоком воздуха в компрессор. Часть увеличенного потока покинула компрессор после 4-й ступени в качестве байпаса на дожигатель, а часть покинула последнюю ступень компрессора через ранее закупоренную зону.[12] Увеличенный воздушный поток придавал больше тяги. Впускные направляющие лопатки были модифицированы заслонками задней кромки, чтобы уменьшить колебание лопасти и предотвратить поломку лопасти из-за усталости. Камера дожигания охлаждалась отбираемым воздухом, который был на 400 ° F (220 ° C) холоднее, чем выхлопной газ турбины. Не весь кислород в отбираемом воздухе был доступен для сгорания, так как большая часть отбираемого воздуха направлялась в охлаждающий кожух перед входом в полость дожигателя для повторного нагрева.[12] Улучшенное охлаждение камеры дожигания позволило повысить температуру пламени, что обеспечило большую тягу.
Двигатель был полностью переработан, за исключением аэродинамических определений компрессора и турбины.[1] так что он будет надежно работать в течение длительных периодов времени при беспрецедентных температурах не только внутри двигателя, но и вокруг кожухов, где расположены органы управления, аксессуары, электрическая проводка, топливные и масляные трубки.
Запуск
В течение всего срока службы самолетов A-12, YF-12 и SR-71 использовались два способа запуска: стартовая тележка AG330 с двумя Бьюик Уайлдкэт V8 двигатель внутреннего сгорания привод общего выходного вала и сжатого воздуха с помощью небольшого переходника стартера. Когда стали доступны источники сжатого воздуха, метод воздушного запуска вытеснил громоздкие "Бьюики".[13]
Топливо
Любой самолет, летящий со скоростью, в три раза превышающей скорость звука, находится в жесткой термической среде, как из-за нагревания трением, так и из-за торможения подъема поршня. Топливо было единственным радиатором, доступным для самолета, и после поглощения 40000 БТЕ / мин (700 кВт)[14] сохраняя все достаточно прохладным, от экипажа до индикатора площади выхлопного сопла, оно подавалось к топливным соплам при 600 ° F (316 ° C).[15] Чтобы справиться с такими очень высокими температурами, новый реактивное топливо, JP-7 с низким давлением пара. Химический метод воспламенения топлива, триэтилборан (TEB), был разработан с учетом его низкой волатильности. TEB самовоспламеняется при контакте с воздухом при температуре выше −5 ° C. Двигатель и форсажная камера зажигались с помощью TEB, а форсажная камера также имела каталитический воспламенитель, который светился в горячих выхлопных газах турбины.[16] На каждом двигателе находился герметичный резервуар с азотом на 600 см.3 (20,7 унций) TEB, достаточного как минимум для 16 пусков, перезапусков или форсажных ламп; это число было одним из ограничивающих факторов выносливости СР-71, так как после каждой дозаправки в воздухе приходилось повторно зажигать форсажные камеры.[17] Когда пилот переместил дроссельную заслонку из положения отключения в положение холостого хода, топливо потекло в двигатель, и вскоре после этого прибл. 50 см3 ТЭБ (1,7 унции) был впрыснут в камеру сгорания, где он самовоспламенился и зажег топливо с зеленой вспышкой. Однако в некоторых условиях потоку TEB препятствовали коксование отложения на сопле форсунки, затрудняющие попытки перезапуска. Заправка бака TEB была опасной задачей; ремонтная бригада была одета в серебряные пожарные костюмы.[18] Напротив, заправка JP-7 была настолько безопасной, что во время заправки разрешалось некоторое техническое обслуживание самолетов. Химическое зажигание было выбрано вместо обычного воспламенителя по соображениям надежности и для уменьшения механической сложности. Бак TEB охлаждается топливом, текущим вокруг него, и содержит диск, который разрывается в случае избыточного давления, позволяя TEB и азоту выходить в камеру дожигания.
Один источник тепла необходимо было контролировать, прежде чем он попадет в систему теплоотвода топлива. Воздух системы экологического контроля (ECS), выходящий из компрессора двигателя при температуре 1230 ° F (666 ° C), был настолько горячим, что набирал воздух при 760 ° F (404 ° C).[19] нужно было использовать в первую очередь. Топливо, поступающее из баков в двигатели, использовалось для охлаждения систем кондиционирования воздуха самолетов. гидравлическая жидкость, двигатель масло, масло системы привода вспомогательных агрегатов, магистрали управления приводом привода форсунок и бака ТЭБ.[20]
Материалы
Разработка J58 повлекла за собой некоторые из самых сложных проблем металлургических разработок, с которыми до того времени сталкивалась компания Pratt & Whitney Aircraft, когда компоненты работали при беспрецедентных температурах, нагрузках и долговечности.[21][22] Новые технологии производства, а также новые сплавы улучшили механические свойства, и потребовалось разработать поверхностные покрытия для защиты поверхностей компонентов.
Преждевременное растрескивание лопаток турбины и лопаток, изготовленных из того, что тогда было литьем традиционным способом (т. Е. Равноосного) Mar-M200, самого прочного из литых сплавов на основе никеля, удалось избежать благодаря разработке деталей с направленной твердостью, отлитых из того же материала. Направленно отвержденный Mar-M200 стал самым прочным литым турбинным материалом из существующих на тот момент и был использован в серийных двигателях. Монокристаллические турбинные лопатки, отлитые из Mar-M200, дающие дальнейшее улучшение высокотемпературных свойств, также будут разработаны путем испытаний на двигателях J58. Waspaloy был наиболее широко используемым сплавом в двигателе, от критических высокоэнергетических вращающихся дисков компрессора до деталей, сделанных из листа. Хотя он использовался для дисков турбин в других двигателях, он не обладал свойствами, необходимыми для дисков турбин J58. Вместо этого использовался Astroloy, самый прочный из известных в то время суперсплавов на основе никеля в западном мире. Waspaloy также первоначально использовался для корпуса диффузора, части, которая соединяет компрессор с камерой сгорания и которая содержит самое высокое давление в двигателе. Растрескивание сварного шва корпуса диффузора привело к появлению Инконель 718 по этой части. На футеровку камеры дожигания было нанесено керамическое термобарьерное покрытие, которое вместе с охлаждающим воздухом из компрессора позволило непрерывно использовать камеру дожигания.[23] с температурой пламени до 3200 ° F (1760 ℃).[10]
Повышение производительности для НАСА
НАСА предоставило в аренду 2 самолета SR-71 для исследовательских работ. Один был модифицирован для летных испытаний ракетного двигателя Linear Aerospike и был оснащен двигателями J58 с повышенной тягой.[4] Тяга двигателя была увеличена на 5%, чтобы компенсировать повышенное сопротивление самолета. Повышенная тяга происходила из-за нажатия дроссельной заслонки или повышения температуры выхлопных газов 75 ° F (42 ° C). Увеличение ограничивалось допустимым сокращением срока службы лопаток второй ступени турбины (ограничивающего ресурс компонента) с 400 до 50 часов. В тех же исследованиях увеличения тяги, которые использовались для этой работы, также рассматривались дополнительные 5% тяги от дополнительного топлива форсажной камеры, которое стало возможным благодаря впрыску окислителя (закиси азота). Расход закиси азота был бы ограничен тепловым дросселированием сопла.[24]
Наследие
Опыт J58 широко использовался в предложении двигателя JTF17 для SST 2,7 Маха из-за значительного времени полета на 2,7 Маха и выше. Он также использовался для последующих двигателей, разработанных Pratt & Whitney, как коммерческих, так и военных. Следующий форсажный двигатель, TF-30, установленный на F-111, использовал установленное на планере вспомогательное сопло со свободно плавающими закрылками, подобное тому, что использовалось на SR-71.[25]
Эмиссия J58 была измерена в рамках эксперимента НАСА по стратосферному следу, в ходе которого рассматривалось воздействие на окружающую среду использования реактивных двигателей с дожиганием для сверхзвуковых транспортных средств. Двигатель испытывался в барокамере на максимальном режиме полного форсажа на скорости 3,0 Маха и высоте 19,8 км.[26]
Дизайн
Современные компрессорные решения для полета со скоростью 3 Маха
Альтернативные решения для борьбы с неблагоприятным влиянием высокой температуры на входе на аэродинамические характеристики компрессора были отклонены патентообладателем Pratt & Whitney Робертом Абернети.[12] Одно из таких решений было использовано в современной инсталляции. Модель GE YJ93 /XB-70 использовал компрессор с регулируемым статором, чтобы избежать остановки передней ступени и удушения задней ступени.[27]
Другое возможное решение, предкомпрессорное охлаждение, было использовано на МиГ-25. Вода / метанол впрыскивалась из распылительной мачты перед компрессором, чтобы снизить температуру всасывания на короткие промежутки времени при максимальной скорости.[28] Предкомпрессорное охлаждение также было предложено для разведки на 3 Маха. Фантом[29] и число Маха 3+ F-106 РАСКАЛЬ проект.[30]
Конструкция силовой установки
Двигательная установка состояла из прием, двигатель, гондола или вторичный воздушный поток и эжекторное сопло (форсунка).[11] Распределение тяги между этими компонентами изменялось со скоростью полета: на входе в 2,2 Маха 13% - двигатель 73% - эжектор 14%; при 3,0+ Маха на впуске 54% - двигатель 17,6% - эжектор 28,4%.[11]
Прием
Воздухозаборник должен был подавать воздух в двигатель с приемлемыми потерями давления и перекосами. Это приходилось делать при любых условиях полета.[31]
Воздушный поток гондолы и сопло эжектора
Эжекторное, или вторичное, сопло выполняло обратную функцию вход ускорение выхлопа турбины примерно с 1,0 Маха на выходе из первичного сопла до 3 Маха.[32] Скорость истечения 3 Маха выше скорости полета 3 Маха из-за гораздо более высокой температуры в выхлопе. Воздушный поток гондолы из воздухозаборника управлял расширением горячего выхлопа двигателя в сопле эжектора.[33] Этот воздух обтекал двигатель и служил также для охлаждения горячих внешних частей двигателя и для продувки любых горючих смесей в случае утечки топлива или масла в гондоле.
Варианты
- JT11-1
- Предлагаемая версия с 26 000 фунтов. тяга на форсаже; Скорость рывка 3 Маха.[1]
- JT11-5A
- Предлагаемая версия с 32 800 фунтами. тяга на форсаже; Скорость 3+.[1]
- JT11-7
- Предлагаемая версия с 32 800 фунтами. тяга с форсажной камерой; Скорость 4 Маха.[1]
- JT11D-20
- (J58-P-4) Серийная версия SR-71.[1]
- J58-P-2
- предложен для истребителя ВМС США, отменен в середине 1959 г.[1]
- J58-P-4
Приложения
Технические характеристики (JT11D-20)
Данные из Авиационные двигатели мира 1966/67 г.,[34] Двигатели Pratt & Whitney: техническая история,[1] Технические характеристики турбореактивных / турбовентиляторных двигателей военного назначения,[35][36]
Общие характеристики
- Тип: дожигание турбореактивный с байпасом для удаления воздуха из компрессора
- Длина: 180 дюймов (4600 мм) (дополнительные 6 дюймов (150 мм) при макс. Температуре)
- Диаметр: 50 дюймов (1300 мм)
- Сухой вес: ок. 6000 фунтов (2700 кг)
Составные части
- Компрессор: 9-ступенчатый, осевой поток
- Камеры сгорания: канальные 8 горелочных баков в кольцевом кожухе горения
- Турбина: двухступенчатый осевой поток
- Тип топлива: JP-7, JP-4 или же JP-5 для аварийной дозаправки с любого танкера (Мах 1.5 предел)
- Масляная система: возвратная система распыления под давлением с масляным радиатором с охлаждением топлива
Спектакль
- Максимум толкать: в стандартный день на уровне моря при нулевой воздушной скорости: установлено 25 500 фунтов силы (113,43 кН) во влажном состоянии, 18 000 фунтов силы (80,07 кН) в сухом состоянии. Неустановленная сила 34 000 фунтов (151,24 кН) во влажном состоянии, 25 000 фунтов силы (111,21 кН) в сухом состоянии[37]
- Общий коэффициент давления: 8.8[38] при взлете
- Коэффициент байпаса: 0 до 2 Маха, повышение до 0,25 до форсажной камеры выше 3 Маха
- Массовый расход воздуха: 300 фунтов / с (8200 кг / мин) на взлетной мощности
- Удельный расход топлива: 1,9 фунт / (фунт-сила⋅ч) или 54 г / (кН⋅с)
- Отношение тяги к массе: 5.23[39]
Смотрите также
Сопоставимые двигатели
- General Electric GE4
- General Electric YJ93
- Кузнецов НК-32
- Оренда Ирокез
- Роллс-Ройс / Snecma Olympus 593
- SABRE (ракетный двигатель)
- Туманский Р-15
Связанные списки
Рекомендации
- ^ а б c d е ж грамм час я j k Коннорс, Джек; Аллен, Нед (2010). Двигатели Pratt & Whitney: техническая история. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. С. 321–333. ISBN 9781-60086-711-8.
- ^ Достижения в области двигательной техники для высокоскоростных самолетов (Технический отчет). РТО-АВТ-ВКИ Цикл лекций. Том I. Бельгия: Институт динамики жидкости фон Кармана. 12 марта 2007 г. с. 5.
- ^ Смит, Кларенс Л. «Келли»; Джонсон, Мэгги (1989). Келли: Больше, чем моя доля во всем. США: Пресса Смитсоновского института. п. 145. ISBN 0-87474-491-1.
- ^ а б Корда, Стивен; Neal, Bradford A .; Моес, Тимоти Р .; Кокс, Тимоти Н .; Монаган, Ричард С .; Voelker, Леонард С .; Corpening, Griffin P .; Ларсон, Ричард Р .; Пауэрс, Брюс Г. (сентябрь 1998 г.). "Летные испытания эксперимента Linear Aerospike SR-71 (LASRE)" (PDF). НАСА. Получено 2 мая 2020.
- ^ "Информационные бюллетени: Pratt & Whitney J58 TurboJet". Национальный музей ВВС. Архивировано из оригинал 3 апреля 2010 г.
- ^ "Взгляд на Pratt & Whitney J-58JT11D-20". Атомные тостеры. 2012 г.
- ^ "Мартин P6M Seamaster". Он-лайн музей истории авиации. 12 апреля 1997 г.. Получено 2 мая 2020.
- ^ Гудолл, Джеймс; Миллер, Джей (2002). Lockheed's SR-71 Семейство Blackbird A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71. Хинкли, Англия: AeroFax-Midland Publishing. ISBN 1-85780-138-5.
- ^ Абернети, Роберт (26 марта 2004 г.). Больше никогда не рассказываемых сказок о Пратте и Уитни. Представлен Roadrunners и J58 Reunion.
- ^ а б Закон, Питер (2013). Силовая установка SR-71 Двигатель P&W J58 (JT11D-20) (PDF). Получено 18 января 2020.
- ^ а б c Кэмпбелл, Дэвид Х (ноябрь 1974 г.). «Характеристики и развитие силовой установки самолетов серии F-12». J. Самолет. II (11).
- ^ а б c d США 3344606, Роберт Б. Абернети, "Recover Bleed Air Turbojet", опубликовано 3 октября 1967 г.
- ^ Грэм, Ричард Х. (2008). Полет на SR-71 Blackbird. Зенит Пресс. п. 89. ISBN 978-0-7603-3239-9.
- ^ Рич, Бен Р. (июль 1974 г.). "Аэродинамический и термодинамический дизайн самолетов серии F-12 в ретроспективе". J. Самолет. II (7): 401. Дои:10.2514/3.60356.
- ^ Джонсон, Кларенс Л. (июль – август 1970 г.). «Некоторые аспекты развития самолета-перехватчика YF-12A». J. Самолет. 7 (4): 355. Дои:10.2514/3.44177.
- ^ Грэм, Ричард Х. (1998). SR-71 раскрыл внутреннюю историю. Зенит Пресс. п. 49. ISBN 978-0-7603-0122-7.
- ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал 15 июля 2003 г.. Получено 15 июля 2003.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
- ^ Шафер, Мэри (20 марта 1996 г.). «СР71». Получено 18 января 2020 - через yarchive.
- ^ Закон, Питер (2005). SR-71 Вклад в разработку системы экологического контроля и кредитование (PDF). Получено 12 января 2020.
- ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71 1989, п. 1-58.
- ^ Предложение по двигателю для Фазы III Программы развития сверхзвукового транспорта. том III Технические / Двигатель. Отчет F. Технологии производства и материалы (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 г.. Получено 18 января 2020 - через Интернет-архив.
- ^ Предложение по двигателю для Фазы III Программы развития сверхзвукового транспорта. том III. Технические / Двигатель. Отчет Б. Конструкция двигателя (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 г.. Получено 3 мая 2020 - через Интернет-архив.
- ^ Миллер, Роберт А. (март 2009 г.). История термобарьерных покрытий для газотурбинных двигателей, подчеркивающая роль НАСА с 1942 по 1990 год (Технический отчет). НАСА. 20090018047. Получено 3 мая 2020.
- ^ Коннорс, Тимоти Р. (июнь 1997 г.). «Прогнозируемые характеристики самолета SR-71 с увеличенной тягой и внешней полезной нагрузкой» (PDF). НАСА. Получено 2 мая 2020.
- ^ Уитфорд, Рэй (1987). Дизайн для воздушного боя. Издательство Джейн Лимитед. п. 207. ISBN 0 7106 0426 2.
- ^ Гилберт, Уильям П.; Nguyen, Luat T .; Ван Ганст, Роджер В. (май 1976 г.). Тренажерное исследование эффективности системы автоматического управления, предназначенной для улучшения характеристик самолета-истребителя на больших углах атаки (PDF) (Технический отчет). НАСА. Получено 3 мая 2020.
- ^ Гессен, Вальтер Дж .; Мамфорд, Николас В. (1964). Реактивный двигатель для аэрокосмической техники (2-е изд.). Pitman Publishing Corporation. п. 377. КАК В B000VWK6CE.
- ^ Журнал Air International, ноябрь 1979 г., стр.250.
- ^ http://aviationtrivia.blogspot.com.au/2012/07/the-mach-3-phantom.html "Хвосты сквозь время", Джей Пи Сантьяго, среда, 18 июля 2012 г. "Фантом на 3 Маха"
- ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал 16 января 2014 г.. Получено 14 января 2014.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
- ^ США 3477455, Дэвид Х. Кэмпбелл, "Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей", опубликованный 11 ноября 1969 г.
- ^ Закон, Питер. Двигатель (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) 2 октября 2012 г.. Получено 18 января 2020.
- ^ http://arc.uta.edu/publications/cp_files/AIAA%202003-0185.pdf
- ^ Уилкинсон, Пол Х. (1966). Авиационные двигатели мира 1966/67 г. (21-е изд.). Лондон: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. стр. 103.
- ^ «Технические характеристики турбореактивного двигателя / турбовентиляторного двигателя военного назначения». www.jet-engine.net. Получено 2 января 2018.
- ^ Грэм, Ричард Х. (1996). Раскрытие SR-71: внутренняя история. Оцеола, Висконсин, США: Международное издательство Motorbooks. п.46. ISBN 978-0-7603-0122-7.
- ^ SR-71 Руководство по летной эксплуатации 1989, п. 1-7.
- ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71 1989, п. 1-4.
- ^ https://www.nasa.gov/centers/dryden/pdf/88507main_H-2179.pdf
Библиография
- Руководство по летной эксплуатации SR-71 (Выпуск E, изменение 2-е изд.). США: Министерство обороны. 31 июля 1989 г. с. 1–58. Получено 18 января 2020 - через SR-71 Online.
внешняя ссылка
Викискладе есть медиафайлы по теме Пратт и Уитни J58. |