Návrhové práce na novém motoru JT11, později J58, pro doposud nevídané rychlosti začaly ve vývojovém středisku West Palm Beach na Floridě na základě požadavku US Navy v roce 1956. První motor PW navržený pro lety rychlostí M=3 byl J91 (JT9) letounů XB-70. Navzdory černé budoucnosti tohoto šestimotorového bombardéru se práce na motorech vrátily ve formě zkušenosti pro tvorbu nového a o něco menšího motoru.
Zpočátku projekt financoval přímo podnik PW, ale brzy jej začla sponzorovat US Navy, která právě vyvíjela útočný třímachový letoun. Od motorů se očekávalo poskytnutí možnosti letět dlouhodobě rychlostí M=2,5 a krátkodobě překročit rychlost M=3. Původně měly být motory instalovány do vylepšené verze North American A3J-1, ze kterého později vznikl RA-5C Vigilante.
Motor měl používat náporovou techniku stlačení vzduchu jako doplněk k nízkotlakému osovému kompresoru. Předpokládaný tah byl 11800 kp na úrovni moře. Už v roce 1957 podstupoval prototyp YJ58 sérii pozemních testů, zkoušky padesáti hodin nepřetržitého provozu byly dokončeny v srpnu 1958. Vývoj motoru byl tedy velice rychlý. První oficiální dotace ve výši 11.2 mil USB od US Navy byla přijata v srpnu 1959, měla financovat vytvoření 30 prototypů. Náklady však raketově rostly a US Navy od projektu brzy odstoupila.
Zkoušky dále a úspěšně probíhaly ve specializovaném zařízení ve Wilgoos. Zkušební zařízení bylo samo o sobě zajímavé. Dokázalo navodit podmínky letu rychlostí přes M=3.2 ve výšce 30 km. Testovací tunel byl schopen poskytovat 340kg vzduch o tlaku 2 atm každou sekundu. Není zcela jasné, zda se tak stalo už při prvních vysokorychlostních testech, ale pro navozené těch správných tepelných podmínek byl na vstup motoru J58 napojen výstup horkých plynů z J75. Obálka rychlostí a výšek letu, ve které mohl být na tomto stendu motor J58 testován, je na konci této stránky. Navíc musel PW sestrojit nové, vodou chlazené přístroje pro měření parametrů motorů. Jakmile se toto povedlo, nová, přesnější data dávala mnohem lepší představu o charakteristikách motoru.
Zatím začal Lockheed za přísného utajení pracovat na sérii výkonných letounů, určených k nahrazení U-2 a pojmenovaných A-1 až A-12. Pro tyto projekty bylo zvažováno mnoho motorů, včetně J58, který do této doby nastřádal pouze 700 hodin zkušebního provozu. Díky vlivu Kellyho Johnsona z Lockheedu a šéfkonstruktéra PW Williama H. Browna získal Lockheed 29. 8. 1959 zakázku na vytvoření A-12 se dvěma J58, pro vývoj bylo vyhrazeno 600 mil USD. Program dostal označení "Oxcart", oficiálně byl schválen 30. 1. 1960 a zahrnoval v sobě vytvoření dvanácti těchto letounů pro CIA v hodnotě 96.6 mil USD.
V první fázi projektování motoru měl tým jen 27 inženýrů, jejich množství pak bylo dále redukováno. Podobně jako zaměstnanci "Skunk Works", i tento tým v rámci zachování utajení pracoval s minimem dokumentace a tištěných smluv. Během vývoje disponoval PW jedním z nejrychlejších dostupných počítačů, IBM-710, výkon však byl na úrovni kapesních kalkulaček z 80. let, takže vývoj motoru více méně probíhal starým stylem ručních výpočtů a pokusů. Přes všechny výpočty a pozemní testy bylo některé vlastnosti nutné ověřit za letu.
Požadované extrémní letové podmínky A-12 byly pro vývojáře motoru výzvou - musel být vyvinut nový olej a palivo, díky vysokým teplotám musely být komponenty konstruovány ze speciálních slitim (nerezavějící ocel, Hasteloy X, titan), které byly do té doby používány jen na turbínové lopatky. PW byl zodpovědný také za konstrukci některých vysoce tepelně namáhaných částí motorových gondol, protože konstruktéři Lockheedu s tímto neměli žádné zkušenosti.
J58 prošel mnoha modifikacemi, které kolem roku 1960 zahrnovaly zvýšení počtu stupňů kompresoru z 8 na 9 a přidání komory přídavného spalování. Výsledky testů ukázaly, že při vysokém Machově čísle není kompresor schopen zpracovat tak velké množství přicházejícího vzduchu a dochází k nestabilní práci kompresoru (odtržení proudu vzduchu od lopatek). PW proto upravil motor tak, že za 4. stupeň kompresoru dal odsávání stlačeného vzduchu do šesti trubek, které proud vedou do komory přídavného spalování. Tam chladí hořáky, přinášejí extra kyslík pro spalování, které má tak vyšší teplotu a produkuje vyšší tah. Částečné přemostění kompresoru, spalovací komory a turbíny dělá z J58 částečně náporový motor. Navíc nejen, že toto řešení omezilo výskyt nestabilní práce kompresoru, ale také zvýšilo možné množství průtokového vzduchu o 22%, neinstalovaný tah zvýšilo o 19%, budoucí instalovaný dokonce o 47% a budoucí instalovaná specifická spotřeba klesla o 20%. Technologie přepouštění vzduchu vynalezl Bob Abernethy už v říjnu 1958, bylo mu jasné, že bez ní nebudou lety M>3 možné. Až v dubnu 1959 se mu podařilo přesvědčit PW o nutnosti tohoto řešení. Nová, již téměř finální verze J58-P4 pro A-12 měla s původní J58-P2 pro US Navy jen několik málo shodných částí - aerodynamické schéma lopatek kompresorů a turbínová část byly zachovány. O něco později však budou i tyto modifikovány.
Přes všechny komplikace se zcela novou koncepcí letounu byl A-12 připraven pro vzlet už po dvou letech, v prosinci 1961. Zdokonalování J58 byl ale mnohem pomalejší proces a první lety A-12, v roce 1962, musely být provedeny s motory J75 o polovičním výkonu J58. První, neplánovaný let proběhl 26. 4. 1962, 3 roky a 4 měsíce po schválení programu vládou USA. Motory J75 dostalo prvních pět letounů A-12, byly s nimi schopny dosáhnout rychlosti M=1,6 a výšky 15 km.
Bylo provedeno mnoho testů na prototypech a předvýrobních sériích motorů před tím, než byly instalovány do A-12. Doposud nebyly zkušenosti s podobným typem motorů, takže PW musel navrhnout také novou metodiku pro ověřování jejich spolehlivosti. Krom jiného to byly také testy 150 hodin nepřetržitého provozu.
Konečně 5. 10. 1962 vzlétl A-12 s instalovaným jedním motorem J58. Po ověření spolehlivosti ve všech režimech byl zbývající motor J75 vyměněn za J58 a první let s novými pohonnými jednotkami proběhl 15. 1. 1963. Prvotní testy potvrdily předpoklad nedostatečného výkonu motorů, za společného úsilí PW a Lockheed se ale charakteristiky postupně zlepšovaly. Rychlosti M=3 letoun dosáhl 20. 7. 1963, v únoru 1964 byla dosažena rychlost M=3.2. Z počátku byly motory J58 problematické hlavně díky požadavkům kompresoru na dodávku odpovídajícího množství vzduchu, kterou vstupní ústrojí, především díky jeho systému řízení, nedokázalo při některých letových režimech, zvláště manévrech, zajistit. Problém nebyl vyřešen až do zavedení elektronického systému řízení vstupního ústrojí i přes jeho větší náchylnost na teplo a vibrace. Dále se motory ukázaly být extrémně náchylné k nasávání nečistot a dokonce nasátí zapomenutých cizích objektů v gondolách motorů ještě z výroby. Řesením byla sada instrukcí pro personál - například důsledné zakrytování veškerých otvorů motorových gondol, udržování čistoty vzletové dráhy apod.
S motory a motorovými gondolami bylo během zkušebních letů spojeno mnoho dalších problémů, které byly postupně řešeny - ohýbání hřídele mezi skříní náhonů a blokem letounovými agregátů, problémy s palivovým systémem, s uchycením motoru v gondolách apod. Při zkouškách došlo k několika zajímavým událostem. Například při jednom z prvních letů, kdy došlo k nestabilní práci motoru se pilot rozhodl pro nouzové přistání. Během návratu na letiště ale obal motoru prochladl a rychle se smršťoval. Rozehřáté kompresorové lopatky se pak dotkly vnitřního pláště motoru, výsledkem bych podle pamětníků velmi působivý ohňostroj. Jindy si zase pilot stěžoval, že nedokáže překročit rychlost M=1,7. Byly demontovány motory a zjistilo se, že u jednoho byl jeden stupeň kompresoru namontován opačně, tedy nehnal vzduch dále do motoru, ale zpět vpřed.
Dodávka prvotní sady 50 motorů pro Lockheed a jeho letouny A-12 a YF-12 byla dokončena v roce 1963. Další dodávka byla v následujícím roce v množství 100 kusů už pro letouny SR-71.
Testy komplexního pohonného systému pokračovaly i několik let po zavedení SR-71 do služby. Zkoušky probíhaly až do začátku 70. let na YF-12A a YF-12C. Na přelomu 70. a 80. let byl vyvinut systém DAFICS (digitální systém řízení letu a ovládání vstupních ústrojí), který měl velmi příznivý vliv na letové charakteristiky při vysokých nadzvukových rychlostech, také se podařilo prodloužit dolet.
PW měl s motory JT11 velké plány. Byly zvažovány modifikace pro všechny tehdejší projekty nadzvukových letounů, jako byl nadzvukový dopravní letoun SST nebo Convair BJ-58. Druhý letoun, známý také jako B-58C, měl být nadzvukovým transportním letounem s cestovní rychlostí M=2,5 ve výšce 21300 m, poháněný čtyřmi J58 patrně se zmenšenou komorou přídavného spalování a o tahu 10400 kp každý.
Vojenská varianta Convair model 58-9 byla také označována jako "model 62". Letoun měl pojmout 52 vyzbrojených vojáků. Dvoumotorové přepadové varianty B-58D a B-58S měly mít také motory J58, s tahem 13600 kp. Později byla zvažována i dvouproudová varianta J58.
Mezi tím uvažoval PW o jaderné verzi J58 pro nový bombardér s nízkoletícími střelami. Program CAMAL byl zrušen v roce 1960, ale Convair byl společně s PW a GE osloven, aby sestrojil dva pokusné letouny NX-2, které by testovaly tento druh pohonu. Motor navržený GE byl jednodušší, ale radioaktivní materiál vpouštěl přímo do spalovací komory a následně do atmosféry. Motor PW používal nepřímý okruh s tekutým sodíkem, který přenášel teplo z reaktoru do spalovací komory. Letouny měly vzlétnout v roce 1965 pod označením WS-125A/L, ale v roce 1961 byly odloženy jako záloha pro případ zamítnutí projektu WS-110A, ze kterého vzešel bombardér XB-70. Vyvinuté reaktory PW byly instalovány do bombardéru B-36, ve vzduch však testovány nebyly. Ani GE neprovedl letové zkoušky jaderných motorů.
Další projekt odvozený od J58 byl francouzský motor SNECMA M35. V roce 1959 SNECMA podepsala partnerské ujednání s PW. Počátkem 60. let se Francie rozhodla zůčastnit boje o vytvoření nadzvukového dopravního letounu, SNECMA měla dodat pohonnou jednotku. Toto vedlo k vyjednávání s PW o možnosti licenční výroby JT11-B3, civilní varianty J58. Francouzsko-britská smlouva z roku 1961 ale tuto možnost vyloučila, protože pro budoucí letoun Concorde se nyní počítalo s britskými motory.
Přípona B značí u motorů od PW, že jsou určeny pro lety ve velké výšce (například díky hořákům pro palivo JP-7).
Kompresor je devítistupňový. Lopatky vstupního věnce kompresoru mají dvě pozice - paralelní s proudem vzduchu pro vzlet a zrychlení do střední nadzvukové rychlosti, kdy dovolují vyšší tah; a druhou pozici, při které se část lopatky vyklopí při rychlosti přibližně M=1,9. Za čtvrtým stupněm se nacházejí ventily pro přepouštění 20% vzduchu přes šest obtokových trubek do komory přídavného spalování. Přepouštění vzduchu zamezuje nestabilní práci kompresoru - odtržení proudu od lopatek na zadních stupních kompresoru. O přechodu na obtokový režim rozhoduje systém řízení motoru na základě teploty na vstupu motoru a otáčkách. Ventily se otevírají při vstupní teplotě 85 - 115°C, která odpovídá Machovu číslu 1,8 až 2,0. Při této rychlosti odchází přes ventily zatím jen minimum vzduchu a jejich otevření tedy nemá žádný vliv na plynulý provoz motoru. Spalovací komora je trubkově-prstencová s osmi hořáky a celkem 48 palivovámi tryskami. Turbína je osová, dvoustupňová. Krátká komora přídavného spalování je zakončena výstupní tryskou motoru, regulující otáčky motoru. Její průřez je ovládán čtyřmi hydraulickými válci. Tryska je konvergentní pro let nízkou rychlostí nebo bez změny průřezu při letu vysokou rychlostí. Hlavní slovo při vytváření tahu ve výstupním ústrojí motoru-gondoly má pak druhá tryska, která již není součástí motoru.
Na lopakty vstupního věnce a první stupeň kompresoru byl použit titan, zbytek motoru (až na skříň náhonů) je vyroben z různých niklových ocelí (Waspaloy, INCO 718, Hastelloy X, Astroloy, IN100/MAR-M-200DS, L605).
Konstrukce motorových gondol má zcela zásadní vliv na generování tahu při hypersonické rychlosti a zajištění spolehlivé práce motoru. Gondolami vedou dva hlavní proudy vzduchu - vnitřní skrz motor a vnější kolem pláště motoru. Oba proudy jsou propojeny různými dvířky a uzávěrami, které jsou ovládány regulačním systémem. Přestavenímt vstupní a výstupní části gondol spolu s řízením připouštěcích a odpouštěcích otvorů se mění druh pohonné jednotky (systém motor-gondola). Vnější vzduchový kanál při vysoké rychlosti pak funguje jako náporový motor, kterému dodává energii motor J58.
Vstupní kužel řídí počítač a pohybuje se automaticky tak, aby byly vznikající rázové vlny ve správné pozici vzhledem ke vstupu vzduchu do gondoly. V kombinaci se složitým systémem připouštěcích a odpouštěcích otvorů a vzduchových kanálů zajišťuje celý systém přívod odpovídajícího množství podzvukového vzduchu do motoru. Při letu rychlostí M=3,2 je kužel posunut o 90 cm vzad oproti pozici při startu. Kombinací šikmých a terminální kolmé rázové vlny těsně za vstupním ústrojím je přicházející vzduchu zpomalen na podzvukovou rychlost, přičemž výrazně vzroste tlak. V difuzoru za kuželem rychlost dále klesá až na hodnotu mezi M=0,3 a M=0,5, tlak dále vzrůstá a jeho působení na plášť vstupního kanálu vyvolává při rychlosti M=3,2 až 58% celkového tahu, dalších 25% produkuje výstupní tryska, motor vyvolává jen 17% tahu (urychlením vnitřního proudu vzduchu). Každopádně motor je ten element, který celému náporovému systému dodává přídavným spalováním energii. Jen pro úplnost, při rychlosti M=2,2 vstupní ústrojí produkuje 13% tahu, motor 73% a výstupní tryska 14%.
Výstupní tryska proměnlivého průřezu (společně s tryskou motoru) zvyšuje rychlost plynu z M=0,4 za turbínou na více, než M=3,0. Zůstává sevřená až do rychlosti M=1,2. Při rychlosti M=2,4 je již plně otevřená. Nastavení pohyblivých částí gondoly při růných rychlostech ukazuje schéma na konci stránky.
Otáčky se na zemi nebo při nízkých rychlostech mění v závislosti na poloze plynové páky v oblasti mezi volnoběhem a těsně pod maximálním režimem. Při maximálním až plném forsážním režimu reguluje systém řízení motoru otáčky (přívod paliva) jako funkci vstupní kompresorové teploty, přičemž otáčky zpětně snižuje přenastavením výstupní trysky. Otáčky motoru tak zůstávají konstantní. Pohyb plynové páky v oblasti přídavného spalování mění jen přívod paliva do komory přídavného spalování a nastavení trysky. Při vysokém Machově čísle jsou otáčky motoru téměř konstantní při všech polohách plynové páky. Systém řízení motoru mění otáčky v závislosti na Machově čísle i když se nepohybuje s plynovou pákou. Při volnoběhu na zemi jsou otáčky motoru 3975 min-1 až do okolní teploty 60°C, při vyšší teplotě rostou o 50 min-1 s každým °C.
Tah s plným přídavným spalováním neinstalovaného motoru je při standardních až podmínkách dle manuálu 151,2 kN (34000 lbf). Jiné zdroje často uvádějí 144,6 kN (32500 lbf). Vzletový tah při plné forsáži ukazuje graf níže, při atmosférických podmínkách testu neinstalovaného motoru činí 113,4 kN (25500 lbf), tedy 75% instalovaného. Tah minimálního forsážního režimu je přibližně 85% tahu plné forsáže na úrovni moře a 55% ve velké výšce. Zapálení forsáže po přesunutí plynové páky za zarážku forsáž trvá 3 sekundy na úrovni moře a do 7 sekund ve velké výšce. Maximální tah je 70% plné forsáže na úrovni moře, 28% ve velké výšce.
| Tah motoru na maximálním režimu | 101.2 kN (106.3 kN) |
| Tah motoru na plném forsážním režimu | 144,6 kN (151.3 kN) |
| Hmotnost motoru | 2835 kg |
| Délka motoru | 5440 mm |
| Průměr motoru | 1450 mm |
| Průtokové množství vzduchu (M=0, H=0) | 148 kg.s-1 |
| Celkový stupeň stlačení za kompresorem | 8,8 |
| Maximální výška pro stabilní práci motoru | ~ 24 km |
| Volnoběžné otáčky (T < 60°C) | 3975 min-1 |
| Maximální otáčky motoru | přibližně 7500 min-1 |
| Přípustná teplota plynů za turbínou | 860°C |
Některé zdroje použitých informací a obrázků:
Poslední aktualizace: 15. 1. 2008
Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište
Zpět na homepage www.leteckemotory.cz