Pratt & Whitney J-58JT11D-20

[Black Magic]

Dato l'interesse che ha avuto il walk around del blackbird ho pensato di riorganizzare il post sul suo motore e dargli la dignità di 3D a parte.
Aggiungerò man mano altri dettagli sul motore, presi da cose che già ho scritto sull'argomento per altri scopi, ma che quì non ho mai postato.

Compressor: 9-stage, axial flow, single spool
Turbine: two-stage axial flow
Weight: Approximately 6,000 lbs.
Thrust: 34,000 lbs

Il J58 è un motore ibrido.
La sua definizione ufficiale è: turbojet-assisted ramjet
Si puo` pensare come un ramjet con all`interno un turbojet.
A basse velocita` era un turbojet , ma a velocita` ipersoniche diventava un ramjet.
A velocita`intorno a Mach 3.0 il flusso non era più compresso dal gruppo di HP, che veniva bypassato, ma solo dai front spikes e dal fan e poi direttamente convogliato in CC tramite le 6 pipes che si vedono in foto n°4 e 5.

La "dentizione" dei motori del merlo (che al tempo si chiamava A12 Oxcart) fu lunga e travagliata. fu lunga.
A GE, che aveva iniziato a svilupparli, fu tolta la commessa perche "Kelly" Jhonson era convinto che non sarebbero stati risolti i problemi che sembrava affliggerli. Allora fu messa in gioco Pratt&Whitney che introdusse il concetto dell`ibrido turbo-ram jet.

Per raggiungere quelle velocita` si aveva un problema nei bassi regimi sonici.
La sezione d`ingresso dell`inlet era dimensionata per arrivare a Mach 3, ma sfortuna volle che nel momento dell`urto locale (Mach>1) l`onda trovava una sezione la cui geometria particolare la faceva entrare in fase, con il risultato di quello che in motoristica si chiama engine unstart.
Un unstart e` una riflessione dell`onda d`urto che viene rigurgitata anteriormente e provoca il blocco sonico del compressore (in gergo diciamo che il compressore diventa sordo).
Non avendo piu` flusso il motore si spegne.

Sull`Habu accadeva a circa M 2.3 che uno dei due motori andasse in unstart.
A quel punto l`aereo buttava giu` un'ala e diventava assolutamente instabile. Il casco del pilota iniziava a picchiare testate sul canopy a causa delle sollecitazioni. Seguiva il flame out dell`altro motore che unstartava anche lui e il pilota non riusciva piu` a recuperarlo.
Fine dei giochi.

Dopo la perdita di un prototipo e di un pilota "Kelly" si arrabbio' moltissimo, minacciando di mettere alla porta anche la P&W.
Ma vista la velocita` con cui voleva portare avanti il progetto decise di affiancare un paio di ingegneri del suo team a quelli del motorista.
Il risultato e` un sistema di spikes all`inlet, come quello del 104, ma migliorato per consentire sia il controllo dell`unstart che l`operativita` del propulsore a velocita` ipersonica (M 3.15)
All`inizio erano manovrati dal pilota, ma il troppo carico di lavoro e la mancanza di precisione nella manovra, fecero optare per un controllo automatico.

Come già accennato il J58 era, sia meccanicamente che termodinamicamente, un ibrido.
A basse velocita` era un turbojet tradizionale e la compressione veniva fatta da tutti gli stadi tradizionali, ma a velocita` ipersoniche diventava un ramjet.
A velocita`intorno a Mach 3.0 il flusso era compresso dai front spikes e dal fan e poi direttamente convogliato in CC tramite le 6 pipes che si notano lungo la carcassa esterna.

Personalmente sul Blackbird ci vedo molto del 104.
Sara` che la mano del genio era la stessa e anche le funzioni dell`avione; con l`Habu Kelly ha progettato un F104 che andasse piu` in alto e piu` veloce.
Durante lo sviluppo gli F104 fungevano da chase planes dei prototipi di A12, perche` erano gli unici che in qualche modo riuscivano a stargli dietro, almeno all'inizio del volo.

[pm]

interessantissimo, grazie!!!
domanda: cos'è un ramjet?

[Black Magic]

E' un motore a reazione senza parti meccaniche in movimento, che non siano il fluido.
Per dare un'idea prendo quest'immagine da wiki

E' molto efficiete, ma lavora solo ad alta velocià.

[beluga]

Veramente interessanti!


Avrei due domandine:

- ma la forma e la lunghezza delle 6 pipes la stessa per tutte o varia? Perchè dalle foto mi sembra che le laterali siano dritte (e quindi più corte); è così? .

- Non riesco ad interpretare bene gli schemi; ma i by-pass (posso chiamarle così le pipes? ) alimentano comunque il compressore (la CC è a monte del compressore) o si immettono a valle (alimentando un qualcosa di simile ad un postbruciatore)?

Chiedo indulgenza qualora le avesi sparate troppo grosse!!

Concludo sottolineando come nel vedere queste opere dell'ingegno umano si rimanga a dir poco sbalorditi!!!

[Black Magic]

- ma la forma e la lunghezza delle 6 pipes la stessa per tutte o varia? Perchè dalle foto mi sembra che le laterali siano dritte (e quindi più corte); è così? .

Sì esattamente; la lunghezza, la sezione e la curvatura delle condotte è diversa, a seconda della qualità del fluido che spillano dalla zona del compressore dove hanno l'ammissione e per uniformare la qualità di fluido presentata al postbruciatore.

- Non riesco ad interpretare bene gli schemi; ma i by-pass (posso chiamarle così le pipes? ) alimentano comunque il compressore (la CC è a monte del compressore) o si immettono a valle (alimentando un qualcosa di simile ad un postbruciatore)?

In effetti lo schema che ho postato è quello degli inlet spikes e loro accessori, il motore non si vede bene.
Questa è un po' (non molto, ma di meglio non ho) più chiara, sempre tratta dal manuale operazioni.
Numero: 18 CC
Numeri: 5 e 6 plenum dove le condotte di bypass "pescano" aria.
Numero: 9 arrivo di una delle 6 condotte di bypass
Numero: 10 postbruciatore

Comunque hai pensato giusto.
Le sei condotte di bypass spillano aria dal gruppo di BP e la portano direttamente nel postbruciatore; è questo il ramjet esterno al turbofan.
La CC riamane comunque sempre a valle del gruppo compressione, come nei disegni standard. E' alimentata dalla piccola parte di flusso che rimane dopo lo spillamento delle 6 pipes.
In volo ipersonico il ramjet (inlet spikes+LPC+pipes+afterburner) fornisce l'80% della spinta. Il rimanente 20% è dato al turbojet.

[beluga]

n.d. staff-BM Stiamo recuperando il post.
Mi scuso con beluga per il mio errore.
Black Magic

[Black Magic]

Ora scriverò 100 volte alla lavagna (stavolta in piedi la prossima in ginocchio sui ceci): a sequenza corretta è: compressore, CC, turbina, postbruciatore (ove presente)

Era una precisazione; immaginavo fosse un refuso.
Proprio perchè concettualmente non è un errore: alcuni cicli sperimentali prevedono piccole CC inframezzate agli stadi di compressione.
Non è un'architettura standard, ma si puo' fare.
Magari qualcuno, leggendo in fretta, avrebbe pensato che il '58 funzionasse con uno di questi cicli.

[Ro60]

Beluga, per darti un idea delle difficoltà insite nella progettazione della sola alimentazione d'aria necessaria ad un motore turbogas di tali prestazioni, devi sapere che a velocità supersoniche e bi-soniche, quali quelle dello spillo con il suo J 79, il grosso problema è il ristagno di aria all'interno delle prese e nel "condotto" subito prima del compressore.

Vi è una tale quantità di aria ed un tale riscaldamento, anche a quote elevatissime, a causa della brusca decelerazione del flusso causata, volutamente, dall'aumento di sezione del jet intake, e quindi con aumento di pressione considerevole che ne causa l'innalzamento di temperatura. Nel J 79 si potevano raggiungere anche oltre 120° C con limitazioni di durata secondo la quota a cui ci si trovava.

Inoltre il chiudere repentinamente ad idle senza assecondare la decelarazione dell'avione, poteva comportare shut down del motore a causa della massa d'aria che doveva ingurgitare il compressore.

Diverso il problema a velocità terrestri dove, in decollo, era necessario sulla versione S aprire le AID /Auxliary Inlet Doors, che fornivano aria supplementare al motore nelle fasi più cruciali e di max spinta con AB inserito (solo per decollo le AID venivano aperte perchè avevano delle limitations in speed)

BYE!

Grazie Black, bei documenti.

[Ro60]

Beluga, per darti un idea delle difficoltà insite nella progettazione della sola alimentazione d'aria necessaria ad un motore turbogas di tali prestazioni, devi sapere che a velocità supersoniche e bi-soniche, quali quelle dello spillo con il suo J 79, il grosso problema è il ristagno di aria all'interno delle prese e nel "condotto" subito prima del compressore.

Vi è una tale quantità di aria ed un tale riscaldamento, anche a quote elevatissime, a causa della brusca decelerazione del flusso causata, volutamente, dall'aumento di sezione del jet intake, e quindi con aumento di pressione considerevole che ne causa l'innalzamento di temperatura. Nel J 79 si potevano raggiungere anche oltre 120° C con limitazioni di durata secondo la quota a cui ci si trovava.

Inoltre il chiudere repentinamente ad idle senza assecondare la decelarazione dell'avione, poteva comportare shut down del motore a causa della massa d'aria che doveva ingurgitare il compressore.

Diverso il problema a velocità terrestri dove, in decollo, era necessario sulla versione S aprire le AID /Auxliary Inlet Doors, che fornivano aria supplementare al motore nelle fasi più cruciali e di max spinta con AB inserito (solo per decollo le AID venivano aperte perchè avevano delle limitations in speed)

BYE!

Grazie Black, bei documenti.

Ancora una cosa: la velocità del flusso d'aria deve raggiungere il compressore a velocità sub soniche, così come la velocità periferica delle palette di compressore e turbina, non deve superare tale valore.

[Black Magic]

Ancora una cosa: la velocità del flusso d'aria deve raggiungere il compressore a velocità sub soniche, così come la velocità periferica delle palette di compressore e turbina, non deve superare tale valore.

Adesso, almeno quelle del compressore, sappiamo farle a velocità periferica transonica e supersonica.
Il flusso d'aria (ancora) no...

[Ro60]

Davvero???

Ma raggiungono tale velocità periferica?

Spiega spiega!

Grazie!

[Black Magic]

Ma raggiungono tale velocità periferica?

Quasi tutti i fan di grosso diametro sono transonici.
Spesso la sezione d'urto è poco più alta di midspan.
Ovviamente rispetto alla velocità relativa e alle condizioni termodinamiche del flusso entrante.

Questa è un'immagine della distribuzione del numero di Mach nelle zone intorno alla sezione di una schiera rotorica di un fan (non posso dire di quale si tratta) a circa il 70% dello span. Si vede che all'inlet la condizione è completamente sonica e diventa transonica in prossimità del trailing edge.
Il J58 lo e', ma per altri motivi, dato che non ha un grosso diametro di front fan.

[Ro60]

Faccio fatica a capire, porta pazienza...

Io intendo la velocità periferica del complesso fan, quindi la velocità raggiunta dall'estremità della blade del fan...

Non comprendo l'immagine da te postata...mi sembra la velocità dei flussi d'aria intorno alle blades...

E' così?

Grazie ancora!

[Black Magic]

Hai ragione, forse sono stato io a confondere le idee.

Dove velocità periferica è transonica si vede da qualche conto:
Fan a 3200 rpm, al livello del mare e con 20°C, sezione a 1m dall'hub. (i valori sono dati a caso, ma plausibili per un rotore aeronautico in taxi) Velocità del suono nelle condizioni ambientali date: circa 343 m/s

Velocità periferica della sezione 335 m/s : M=0.98; siamo in transonico.

Venendo alle mappe.
Come hai detto bene tu è raffigurata la velocità locale del flusso relativo alla pala, ma dai triangoli di velocità, con i beta classici di stadio, si sa (praticoneria turbomacchinistica ) che questa velocità è comparabile con la u periferica di rotazione (leggermente maggiore di circa il 20%), dato che la q che smaltisce la portata è relativamente bassa.
Quindi se leggo M=1.2 al leading edge avro' sicuramente una pala che sta ruotando a velocità prossima a quella sonica.

Ho fatto uno scarabocchio giusto per dare l'idea dei rapporti.


In volo le cose cambiano; cambia la q, ma cambia anche la condizione termodinamica della sonicità. Il "merlo" poi ha altri aspetti da considerare.

[Ro60]

Super esauriente Black, grazie ancora, tutto più chiaro!

Interessantissimo!

Certo l'uccellaccio nero ha ben altri problemi...

Avere motori efficienti in un campo di velocità così ampio non è davvero semplice, si scende a compromessi "tecnici".

Ciao!

[Snap-on]

Interessante!

Da qualche parte ho del materiale anch'io riguardante i motori del Blackbird. Ovviamente devo trovarlo e scannerizzarlo, ma ritengo che sia interessante per tutti gli appassionati di motori!

Saluti

Steve

[JT8D]

Veramente un post ottimo e interessantissimo
Un grazie all'amico Black per il materiale e per le complete e chiare spiegazioni

Paolo

[Black Magic]

Il merlo era cronicamente sofferente da Unstarts. Volevo spiegare di cosa si tratta; perchè in molti lo confondono con un semplice stallo.
Così ho anche la scusa per parlare di quello di cui mi sto occupando attualmente.

Intanto uno spaccato dell'inlet del jt58:


Gli inlets di un motore ipersonico sono disegnati per lavorare, in condizione di progetto. A quella quota e velocità (per il jt58 era 80,000ft M=3.2) operative, l'onda d'urto deve, in teoria, essere necessariamente localizzata nella sezione a monte (l'ugello è uno pseudo De Laval, convergente-divergente) per far in modo che il flusso venga aspirato con la massima pressione dinamica ottimale per il frontfan.
In pratica, dato che non è possibile essere così precisi, si fa in modo che in fase di progetto il fronte d'onda sia previsto poco più a valle della gola. Questo risparmia al compressore inutile lavoro lascindolo in sicurezza a causa dell'oscillazione dei fronti. La zona d'urto non dovrebbe mai cadere a valle della gola, perchè strozzerebbe il condotto, ci sarebbe una variazione di velocità, in quanto il flusso critico si opporrebbe al divergente che vuole decelerarlo, e si instaurerebbe quello che in gergo chiamiamo "ugello sordo" (blocco sonico del flusso), con interruzioine di portata d'aria verso il motore.

Nei normali supersonici (M<2.5) si considera che il fronte d'onda tende comunque ad arretrare un po' verso l'inlet con M che aumenta e si disegna il condotto di conseguenza.

Purtroppo a cavallo di M 2.8 si verifica il fenomeno dell'unstart; il fronte d'onda arretra in maniera incontrollata e improvvisamente la zona d'urto viene espulsa violentemente fino all'esterno dell'inlet.
Questi i dati sperimentali presi sugli SR-71 della NASA, si vede il calo di pressione immediatamente dopo la comparsa del fenomeno.

Il fenomeno del grafico è stato riscontrato a M=2.72 a 58,000ft di quota con un angolo di incidenza di +3.2°.

Le cause sono molte e complesse e non c'è neanche accordo tra gli autori su di esse.
La più accreditata (perchè funziona meglio con i modelli CFD) è che si tratti di un'anomala forma di riflessione del fronte d'onda che, costruendosi nel condotto, perde la caratteristica coerente che lo contraddistingue ed evolve in modo molto caotico.

L'espulsione dell'onda d'urto provoca instabilità al velivolo, perchè va a perturbare il campo aerodinamico sul bordo d'attacco dell'ala.
Come se non bastasse, un ugello in choking porta allo stallo il compressore con flame out del motore.

[Ro60]

I sordi botti e le fiammate dagli exhaust era dunque dovuti a questo fenomeno?

Ciao!

[beluga]

L'espulsione dell'onda d'urto provoca instabilità al velivolo, perchè va a perturbare il campo aerodinamico sul bordo d'attacco dell'ala.
Come se non bastasse, un ugello in choking porta allo stallo il compressore con flame out del motore.

Oltre a questi effetti, a livello meccanico il motore e la struttura del velivolo ne risentono? Se si in che misura?

[Black Magic]

I sordi botti e le fiammate dagli exhaust era dunque dovuti a questo fenomeno?

Dipende.
Provocando uno stallo completo del compressore puo' esserne la causa.
Ma solo nelle condizioni di volo che provocano un unstart (M>2.5 e condizioni dell'aria appropriate)
Altrimenti ci possono essere altre cause.

Oltre a questi effetti, a livello meccanico il motore e la struttura del velivolo ne risentono? Se si in che misura?

Il velivolo non so.

Il motore subisce l'effetto di uno stallo completo al compressore, aggravato dall'oscillazione dell'onda d'urto che lo colpisce con tanti colpi lungo l'asse, con conseguente cimento a causa delle forti vibrazioni e della parzializzazione del carico sul rotore che rende la spinta assiale assimmetrica. Queste condizioni sono capaci di pregiudicare l'integrità strutturale del motore nel caso persistessero per più di qualche decina di secondi.

Non ho mai visto un unstart completo, ma ne abbiamo simulato qualcuno in galleria del vento su un front fan (in Europa le uniche dove è possibile farlo sono al von Karman di Bruxelles e al CIRA di Capua), senza mai arrivare al cedimento del componente.
L'impeller è stato preso poi in carico dagli strutturisti per valutare i danni. Ma non so a quali risultati siano giunti.

[Atr72]

Veramente interessantissimo!!!!!!
grazie Black Magic!

[Challenger3]

Grazie Black, spiegazione interessantissima!

Davvero un motore eccezionale quello del Blackbird!

[max70]

Grazie Black, interessantissimo.

Io però ancora non ho capito bene (colpa mia): ad alta velocità nel condotto di ammissione aria al compressore si forma un'onda d'urto dove il flusso diventa subsonico. La posizione dell'onda dipende da fattori geometrici (a parità di velocità, temperatura...), all'aumentare della velocità la posizione dell'onda tende ovviamente a spostarsi a monte, per questo con gli spike modifico la geometria del condotto come mi serve per controllarne la posizione(se ho capito bene).
Quello che mi confonde è la "riflessione" dell'onda: in condizioni stazionarie l'onda non è pure "stazionaria"? come fa ad essere riflessa? oppure ad entrare in fase?

Capisco che la mia impreparazione è colossale...

[Black Magic]

Quello che mi confonde è la "riflessione" dell'onda: in condizioni stazionarie l'onda non è pure "stazionaria"? come fa ad essere riflessa? oppure ad entrare in fase?

Hai invece centrato il dilemma.
Accade qualcosa che perturba la stazionarietà dell'onda e innesca il fenomeno.
Causa fisica che ancora non è stata individuata inequivocabilmente.
Tant'è che nelle simulazioni CFD si perturba il campo fluidodinamico nell'ugello (tramite l'imposizione di condizioni al contorno opportune) per indurre un unstart. Ma non viene simulata la causa, solo l'effetto di essa.
Per circoscrivere le cause c'è bisogno di altro lavoro sperimentale.

[Black Magic]

Continuo la monografia del j-58 descrivendo il fenomeno con i potenti mezzi della CFD.

Questo è un modello home made di CFD sviluppato per la NASA dalla Dr. Deborah Silver che permette di prevedere gli unstarts.
E' stato testato sulla mesh dell'ugello di inlet dell'SR-71.
Io di CFD non capisco una m@77a (nel senso di ancora meno del resto), quindi mostro solo i risultati con qualche commento.

Questa è la forma del fronte d'onda degli urti durante un unstart preso da una mesh a maglie abbastanza rade. L'urto obliquo sullo spike è rigurgidato fuori, ma ci sono fronti d'onda che arretrano oltre la gola dell'ugello.


In quest'altra immagine si vede meglio la sezione dei due fronti che si distaccano e vengono espulsi.


Se guardiamo alla vorticità (blu nulla, rosso massima) si scopre che dove c'è l'urto il flusso non sembra turbolento.


Ma andando in dettaglio, c'è invece un rimescolamento nel condotto.


Per finire; gradiente di pressione e numero di mach nel condotto. La prima fa vedere che l'onda di unstart è provocata sì dall'urto dello spike, ma ha origine sullo spigolo della sezione di gola. La seconda mostra come un ugello ben disegnato ai fini dell'unstart, rallenta il flusso già prima del restringimento massimo.



Il modello è stato validato sperimentalmente ed è attualmente usato per fare previsioni.

[lucax1x]

Mamma mia qui ci vogliono altri 6-7 anni di ingegneria per capire tutta sta roba...nooo ci rinuncio !!!

[max70]

Bellissimo, soprattutto le immagini relative a pressione e velocità!!

Ovviamente(?) tutto questo sull'aereo vero non accade perchè lo spike arretra modificando la geometria del condotto, giusto?

[Black Magic]

Ovviamente(?) tutto questo sull'aereo vero non accade perchè lo spike arretra modificando la geometria del condotto, giusto?

Esattamente!

[Nicolino]

si fa in modo che il fronte d'onda cada poco più a valle della gola. Questo risparmia al compressore inutile lavoro. La zona d'urto non dovrebbe mai cadere a monte della gola, perchè strozzerebbe il condotto, ci sarebbe una variazione di velocità, in quanto il flusso critico si opporrebbe al divergente che vuole decelerarlo, e si instaurerebbe quello che in gergo chiamiamo "ugello sordo" (blocco sonico del flusso), con interruzioine di portata d'aria verso il motore.

Scusami. Qui non ti seguo.. leggevo solo ora questo interessante thread. Il flusso se è correttamente sonico in gola nel divergente non dovrebbe riaccelerare, invece che rallentare? O mi sto sbagliando?

[Black Magic]

Scusami. Qui non ti seguo.. leggevo solo ora questo interessante thread. Il flusso se è correttamente sonico in gola nel divergente non dovrebbe riaccelerare, invece che rallentare? O mi sto sbagliando?

No, hai ragione Nicolino.
Ho riletto e vedo che ho fatto confusione nello scrivere e scambiato monte con valle.

Grazie mille dell'osservazione.
Ora rileggo meglio tutto e faccio le correzioni.

St.

PS il condotto non è tutto convergente perchè funzioni anche in condizioni subsoniche e da espansore nelle supersoniche. A costo di perdita di salto entalpico disponibile sul primo stadio, ma guadagnando stabilità nel flusso.

[Nicolino]

Si questo lo intuivo.....intuivo non fosse marcatamente conv.