Pratt & Whitney J58

J58 был первоначально развивался для ВМС США, для планируемой версии реактивной летающей лодки Martin P6M. После отмены этого проекта, двигатель был выбран Convair и Lockheed для их сверхзвуковых самолётов. Другие источники связывают его происхождение с запросами ВВС США для силовой установки WS-110A, в будущем XB-70 Valkyrie. Это был первый двигатель, который мог долго работать с применением форсажа, и первый двигатель, который был испытан ВВС США на скорости порядка 3 Махов.

Особого упоминания заслуживает описание того, как этот двигатель испытывали на земле, в связи с огромным диапазоном скоростей, на который проектировался этот двигатель.

Фотография двигателя, на которой хорошо видны перепускные трубы, отбирающие воздух у вентилятора

J58 это турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который работает и как турбореактивный двигатель и как прямоточный воздушно-реактивный двигатель с помогающим вентилятором. Турбовентиляторные двигатели были редки в то время, но Бен Рич позднее описал двигатель как «турбовентиляторный реактивный двигатель с отбором воздуха (bypass jet engine by air withdrawal)».
Двигатель Snecma M35 считается развитием этого двигателя.

J58 — гибридный двигатель: эффективный турбореактивный двигатель внутри прямоточного двигателя с помогающим вентилятором. Это требуется потому, что турбореактивные двигатели неэффективны на высоких скоростях, но прямоточные двигатели не могут работать на низких скоростях. Для решения этой проблемы путь потока воздуха через двигатель меняется в зависимости от того, что более эффективно: прямоточный двигатель или турбореактивный двигатель, таким образом реализуя изменяемый цикл. Для создания этого эффекта на скоростях более 3200 км/ч носовой обтекатель двигателя задвигался приблизительно на 50 мм назад, чтобы улучшить воздушный поток в прямоточной части. При скорости 3,2 Маха — 80 % тяги двигателя обеспечивается прямоточной частью двигателя и только 20 % турбореактивной частью; на более низких скоростях J58 работает как чистый турбореактивный двигатель.

Главной особенностью J58 являются конусы в воздухозаборниках изменяемой геометрии, которые автоматически перемещались вперед и назад, по командам специального компьютера. Управление положением конусов и перепускных створок происходит по данным о давлении воздуха в каналах воздухозаборников. Эти конусы смещали сверхзвуковой поток воздуха, гарантируя подачу дозвукового потока воздуха в воздухозаборники. Конусы находятся в выдвинутом положении и заблокированы при высоте ниже 9144 метров. Выше этой высоты они разблокируются. Если же скорость полета превышает 1,6 Маха, то конусы начинают перемещаться назад приблизительно на 4 см за 0,1 Маха, до общего расстояния приблизительно 66 см (положение конусов программируется как функция числа М полета и может изменяться при отклонении от номинальных значений углов атаки и скольжения).

Высокие скорости и температуры двигателя потребовали нового топлива, JP-7. Трудности в его поджигании потребовали впрыска в двигатель специального вещества — triethylborane (TEB), который впрыскивался в двигатель для поджига топлива вначале, и впрыскивался в форсажную камеру (для включения форсажа) в полёте; выше −5 °C TEB спонтанно загорается в контакте с воздухом. Каждый двигатель нес закрытый контейнер герметизируемый азотом (это видно на других фотографиях двигателя) с 600 см³ TEB, что было достаточно для, по крайней мере, 16 запусков, перезапусков, или включений форсажа; это число ограничивало длительность полета SR-71, так как после каждой дозаправки в воздухе форсажные камеры должны быть заново зажжены.

J58 на форсаже, видны Кольца Маха

Вначале двигатель разгоняли машиной для старта AG330, с двумя двигателями Бьюик Wildcat V8 общей мощностью 600 л. с. и общим вертикальным валом (для запуска двигателей она подъезжала снизу к SR-71 и разгоняла J58 до 3200 оборотов в минуту перед тем, как мог начаться обычный турбореактивный цикл). Позднее, использовалась обычная машина для старта^{[какая?]} (хотя эта машина для запуска всё же присутствовала на случай незапуска двигателей обычной процедурой)

Когда пилот перемещал ручку газа от самого начального положения до минимального рабочего, топливо поступало в двигатель, и, спустя короткое время после этого, 50 см³ TEB впрыскивалось в камеру сгорания, где ТЕВ спонтанно зажигалось и освещало сопло зеленоватой вспышкой (это видно на других фотографиях двигателя). В некоторых случаях, тем не менее, впрыск TEB был затруднён, когда на носике инжектора скапливались несгоревшие остатки топлива, препятствуя попыткам перезапуска. Вторичное наполнение резервуара TEB было рискованным делом; команда обслуживания работала в серебристых противопожарных костюмах. Заправка же топливом JP-7, наоборот, — была настолько безопасна, что было разрешено некоторое обслуживание самолёта во время его заправки. Химическое воспламенение было выбрано вместо обычного по причинам надёжности, и для уменьшения механической сложности. Резервуар TEB охлаждался топливом, текущим вокруг него, и содержал диск^{[какой?]}, который разрывался в случае превышения давления, позволяя TEB и азоту попасть в форсажную камеру.

Автоматика регулирования подачи топлива поддерживала требуемое соотношение между расходом топлива и давлением в форсажной камере в соответствии с температурой на входе в компрессор, числом оборотов двигателя и задаваемым значением тяги. Топливо, текущее в двигатель, использовалось как хладагент, чтобы охладить двигатель, гидравлическую жидкость, масло, резервуар TEB, систему управления форсажным соплом (afterburner nozzle actuator control lines), систему кондиционирования воздуха и части корпуса, подверженные аэродинамическому нагреву (причем для некоторых клапанов двигателя топливо является и гидравлической жидкостью). Это также требовало его подогревания на заправщике KC-135Q. (топливо было похоже на смолу, когда оно было холодное и обретало свои обычные свойства (текучесть) только при определенной температуре)

Моторное масло было силиконовым (кремнийорганическим), твёрдым при комнатной температуре (ниже +27 °C) и предварительно нагревалось до включения двигателя (при температуре окружающего воздуха +5 °C или ниже).

Схема

Детальное описание потоков воздуха в двигателе, согласно этой схеме:

Схема потоков воздуха в двигателе, на разных скоростях Маха

Воздух, первоначально сжатый и нагретый конусами ударной волны, входит в 4-х ступенчатый компрессор, и, затем, поток воздуха разделяется: часть воздуха проходит в компрессор (воздух «основного потока»), в то время как оставшийся поток обходит ядро, чтобы войти в форсажную камеру. Воздух, идущий через компрессор далее сжимается перед входом в камеру сгорания, где он смешивается с топливом и поджигается. Температура потока достигает своего максимума в камере сгорания: чуть ниже температуры, от которой турбинные лопатки размягчились бы. Воздух охлаждается, проходя через турбину и соединяется с воздухом обхода до того, как попадает в форсажную камеру.

В пределах 3-х Махов начальное сжатие конусом ударной волны сильно нагревает воздух, что означает, что турбореактивная часть двигателя должна уменьшить отношение топливо/воздух в камере сгорания, чтобы не расплавить лопатки турбин далее по потоку. Турбореактивные компоненты двигателя таким образом обеспечивают намного меньшую тягу, а 80 % тяги двигателя обеспечивается воздухом, минующим большинство турбин и поступающим в форсажную камеру, где он сгорает, расширяясь и создавая реактивный момент в направлении задней поверхности сопла.

Отдельного описания заслуживают те отказы и несовершенства двигателя, которые проявились при первых полетах SR-71.

В то время, когда его строили, многие измерительные приборы были несовершенны, кроме того, трудно было тогда создать на земле те условия, что возникали в полёте. Это вызвало много трудностей у создателей двигателя и привело к тому, что многие недочёты исправлялись уже во время полетных испытаний. О многих недочётах узнавали тогда же.

К примеру, чтобы создать нагрев воздуха соответствующий тому, что возникает в полете сделали специальную установку, в которой горячий воздух от двигателя J75 шёл прямо на двигатель J58.

Были проблемы со многими датчиками (трудности с измерениями), поскольку они выходили из строя раньше, чем удавалось снять данные с них. Так что Pratt & Whitney пришлось дорабатывать измерительную технику, чтобы снять эти данные.

Отказы и несовершенства двигателя

Их оказалось довольно много по ходу испытаний. Скажем, оказалось, что этот двигатель (поскольку он мощный и имеет сложные воздухозаборники) легко втягивает в себя различные мелкие предметы, мусор и т. п. Поэтому пришлось ввести специальную службу, которая следила бы за этими мелкими предметами, чтобы впоследствии часто не ремонтировать этот дорогой и требовательный двигатель.

Были проблемы и с топливной системой (в ней скакало давление в определенных режимах работы двигателя), и с управлением воздухозаборниками (что и вынудило в конце концов ввести электронную систему управления двигателем — сначала они управлялись почти что вручную), и с нагреванием и расширением деталей двигателя (это приводило к повреждению валов) и с мелкими предметами…

В общем, это оказался весьма требовательный к управлению и обслуживанию двигатель (несмотря на свою архитектурную простоту).

• Lockheed A-12
• Lockheed YF-12
• SR-71

Были и другие проекты, в которых могли бы применяться различные модификации этого двигателя, но они остались лишь на стадии проектов.

• тип двигателя: турбопрямоточный с осевым компрессором
• одновальный
• число уровней компрессора: 9
• RPM компрессора: 7000 об/мин.
• число уровней турбины: 2
• камера сгорания: кольцевая c 8-ю камерами
• число инжекторов: 48 (6 на каждую камеру)
• температура перед турбиной: 1100 °C
• температура исходящих газов (на форсаже): 1750 °C

• Статическая тяга на форсаже: 144,6 kN
• Тяга без форсажа: 106,3 kN
• Вес: 3200 кг
• Длина: 5,72 м
• Диаметр макс.: 1,37 м
• Фронтальная поверхность: 1,48 м²
• Расход воздуха: 150—200 кг/с
• Степень сжатия: 8,5:1
• Степень сжатия на крейсерской скорости: 40:1

• J75
• JP-7 (топливо)
• Турбовентиляторный двигатель
• Воздушно-реактивный двигатель

• Goodall, James and Jay Miller. «Lockheed’s SR-71 'Blackbird' Family A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71». Hinckley, England: AeroFax-Midland Publishing, 2002. ISBN 1-85780-138-5.
• U.S. Patent 3,344,606, "Recover Bleed Air Turbojet" Robert B. Abernethy
• U.S. Patent 3,477,455, "Supersonic Inlet for Jet Engines" David H. Campbell

• The heart of the SR-71 «Blackbird» : the mighty J-58 engine // aerostories.free.fr
• Pratt & Whitney J58-P // airwar.ru
• SR-71 Blackbird // airwar.ru