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General Electric GE36

El General Electric GE36 fue un motor de avión experimental , un híbrido entre un turbofán y un turbohélice , conocido como un motor de ventilador no conducido (UDF) o propfan ....

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El General Electric GE36 fue un motor de avión experimental , un híbrido entre un turbofán y un turbohélice , conocido como un motor de ventilador no conducido (UDF) o propfan . El GE36 fue desarrollado por General Electric Aircraft Engines , [3] con su socio igualitario CFM International Snecma asumiendo una participación del 35 por ciento en el desarrollo. [4] El desarrollo se canceló en 1989.

Desarrollo

General Electric (GE) comenzó a realizar estudios y trabajos de prueba de componentes sobre el concepto que se convertiría en el UDF en 1981, basándose en los resultados iniciales de los primeros estudios de tecnología propfan de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) que la agencia aeroespacial lanzó por primera vez a los fabricantes de motores en 1980. [5] GE luego siguió con pruebas de desarrollo a gran escala del GE36 a partir de 1982. [6] La NASA le dio a GE un contrato de $ 20,4 millones en febrero de 1984 para estudiar el concepto [7] después de que la compañía mostró a la agencia su trabajo en diciembre de 1983, ya que los propios esfuerzos de investigación propfan de la NASA avanzaban a un ritmo más lento y dependían de subvenciones adicionales del Congreso de los EE. UU .

Un modelo a escala real del ventilador sin conducción de NASA/GE en el Salón Aeronáutico de Farnborough de 1984 .

Casi al mismo tiempo, GE estaba negociando con Boeing, que consideraba que la tecnología UDF podría ser útil para aviones de pasajeros de corta distancia, para probar un motor de demostración en un avión de prueba Boeing 727. [ 8 ] El acuerdo para probar en vuelo el UDF se alcanzó en abril, con vuelos que comenzaron a fines de 1986 para evaluar un demostrador de 25,000 libras de fuerza (110 kN) basado en un núcleo General Electric F404 . El motor tendría un par de turbinas libres contrarrotativas de seis etapas , cada una con grandes diámetros que funcionan a bajas velocidades, y estarían conectadas directamente a un par de ventiladores sin conducto de ocho palas y 12 pies de diámetro (3,7 m). [9] La relación de derivación efectiva (BPR) se estimó en aproximadamente 30:1 para el UDF, que era mucho mayor que las relaciones de derivación de 6:1 de los turbofán modernos en ese momento, pero menor que las BPR de hélice / turbohélice de aproximadamente 50:1. La misión óptima sería en vuelos de 1.000 millas náuticas (1.200 mi; 1.900 km) con una velocidad de crucero de Mach 0,75. [10] En mayo de 1984, Boeing comenzó a probar un banco de pruebas de modelo contrarrotante de GE en su túnel de viento de baja velocidad de 9 por 9 pies (2,7 por 2,7 m) y en su túnel de viento transónico de 8 por 12 pies (2,4 por 3,7 m) . [11]

GE presentó un modelo a escala real del motor en el Salón Aeronáutico de Farnborough en septiembre, prometiendo una reducción del 30 por ciento en el consumo de combustible en comparación con los motores de aviones de pasajeros actuales sin disminuir la velocidad de crucero. Una docena de aerolíneas "se invitaron" a ver las instalaciones de prueba UDF de GE cerca de Cincinnati, Ohio , afirmó el fabricante del motor, pero no solo debido a la mayor eficiencia de combustible del UDF. Las aerolíneas también apreciaron la falta de una caja de cambios del UDF , que transfiere potencia de la turbina a la hélice mientras permite que ambas funcionen a sus respectivas velocidades de rotación óptimas , pero era difícil de diseñar de manera confiable para alta velocidad y potencia. También les gustó que el UDF tuviera ventiladores contrarrotativos, a diferencia de los ventiladores de rotación simple que la NASA estaba estudiando principalmente. Los ventiladores dobles mantuvieron el diámetro para un avión de pasajeros de 140 asientos significativamente más pequeño que los diámetros de 20 pies (6,1 m) que temían las aerolíneas. [12] El demostrador de ventilador sin conducto tendría un diámetro de 11 pies 8 pulgadas (3,56 m), una potencia nominal de 20.000 caballos de fuerza (15.000 kilovatios) y un empuje nominal de 25.000 lbf (110 kN). El demostrador UDF, que tendría suficiente potencia para impulsar un avión de pasajeros de 200 asientos, fue dimensionado intencionalmente para ser más grande que los motores UDF que GE estaba planeando para producción. Los motores de producción UDF tendrían 10 pies (3,0 m) de diámetro, producirían 10.000 caballos de fuerza (7.500 kW) y propulsarían aviones en el mercado de 120 a 160 asientos. [13] En el Salón Aeronáutico de París a mediados de 1985, Snecma anunció que había obtenido una participación del 35 por ciento en el programa de motores. [4] Más tarde en la década, el GE36 se convirtió en el motor elegido para aviones propuestos como el avión de pasajeros de dos pasillos Boeing 7J7 y los derivados MD-91 y MD-92 del popular avión de pasillo único MD-80 de McDonnell Douglas .

El demostrador GE36 UDF en el banco de pruebas en tierra en 1985.

El motor se sometió a 2.500 horas de pruebas a escala de modelo, después de lo cual se construyó un prototipo. El motor prototipo se probó en tierra durante 162 horas. [14] Luego, el prototipo GE36 voló 25 veces, [15] acumulando más de 41 horas de tiempo de prueba de vuelo (de las 75 horas planificadas) en un Boeing 727 desde el 20 de agosto de 1986 [16] hasta mediados de febrero de 1987, alcanzando finalmente una velocidad de vuelo de Mach 0,84 y una altitud de 39.000 pies (12.000 metros). [17] En abril de 1987, Boeing seleccionó formalmente al GE36 como motor para el Boeing 7J7 , considerando que el turbofán con engranajes de derivación ultraalta (UHB) IAE SuperFan era menos eficiente en cuanto a combustible [18] y el propulsor con engranajes Pratt & Whitney/Allison 578-DX no tenía suficiente potencia. [19] En el Salón Aeronáutico de París de junio de 1987, GE y Snecma señalaron que estaban construyendo los componentes para un motor de diseño de producto que se probaría en un Boeing 727 en 1989. [20] Sin embargo, Boeing en agosto de 1987 pospuso la fecha de entrada en servicio del 7J7 de 1992 a 1993, y luego pospuso la fecha objetivo indefinidamente en diciembre de 1987. [21]

El motor de prueba de concepto de GE se instaló en un McDonnell Douglas MD-80 el 5 de abril de 1987, [22] y su primer vuelo en el banco de pruebas del MD-80 fue el 18 de mayo de 1987. [23] Inicialmente, el motor tenía una configuración de ventilador de 8 palas hacia adelante y 8 palas hacia atrás, y luego fue reemplazado en el banco de pruebas por el segundo motor de demostración GE36, que tenía una configuración de 10 palas hacia adelante / 8 palas hacia atrás [24] y completó 33 horas de pruebas de vuelo a partir del 14 de agosto de 1987. [25] A pesar de ser más silencioso en esa configuración, el motor volvió a la configuración original de 8x8 debido a un problema mecánico. GE también confirmó que para la producción, habría más palas que en el motor de demostración, y la cantidad de palas en el ventilador delantero sería diferente a la cantidad en el ventilador trasero. [26]

Después de que el banco de pruebas se reconfiguró con la configuración del motor 8x8, McDonnell Douglas realizó 22 vuelos de demostración para clientes desde el aeropuerto de Long Beach . [27] Estas demostraciones para clientes tuvieron lugar entre el 22 de enero y el 26 de febrero de 1988. Los vuelos, que normalmente duraban alrededor de una hora y alcanzaban una velocidad de crucero de Mach 0,76, albergaron al primer ministro de Finlandia, [28] 110 ejecutivos de 35 aerolíneas y cuatro compañías de leasing, y 70 representantes de los medios de comunicación, el ejército de los Estados Unidos, proveedores y otros fabricantes de aerolíneas. [29] La opinión general fue que la calidad del vuelo era poco diferente a la de un vuelo normal, a excepción de una ligera vibración en el asiento trasero durante el despegue y el ascenso. [30] El 25 de marzo de 1988, McDonnell Douglas declaró completado el programa de pruebas de vuelo. [27] El banco de pruebas MD-80 había realizado 93 vuelos y 165 horas de prueba de vuelo, volando a una velocidad de hasta Mach 0,865 y una altitud de 37.000 pies (11.000 metros). [31]

McDonnell Douglas reinstaló el motor GE36 en el banco de pruebas MD-80 para pruebas de vuelo adicionales en julio de 1988. [32] Luego, el avión de prueba voló a través del Océano Atlántico , dejando su aeródromo de prueba local de la Base de la Fuerza Aérea Edwards en California para hacer escala en Minneapolis, Minnesota , Gander, Terranova , Canadá y Keflavik, Islandia antes de finalizar el viaje de 4700 millas náuticas (5400 millas; 8700 km) en el aeropuerto de Farnborough en Inglaterra el 23 de agosto. El viaje se realizó para realizar vuelos de demostración públicos diarios en el Salón Aeronáutico de Farnborough del 4 al 11 de septiembre de 1988. [33] Se iban a realizar demostraciones de vuelo privadas para ejecutivos de aerolíneas invitados antes del salón aéreo, y McDonnell Douglas estaba considerando volar el banco de pruebas a Europa Occidental antes de regresar a los EE. UU. [34] En el salón aéreo, McDonnell Douglas y GE comenzaron conversaciones de marketing con siete aerolíneas en los EE. UU. y seis en Europa Occidental; Esperaban conseguir alrededor de 100 compromisos de aerolíneas para mediados de 1989 para lanzar los programas MD-91 y MD-92, con entrada en servicio en 1993 primero para el MD-91, y luego el MD-92 entrando en servicio medio año después. [35] Las pruebas GE36 en el MD-80 terminaron ese mes después de 137 vuelos y casi 240 horas de vuelo. [36] En total, hubo 281 horas de pruebas de vuelo entre los dos aviones. [14]

Una vez finalizadas las pruebas de vuelo del demostrador, el enfoque se trasladó a la construcción de un nuevo núcleo (en lugar del F404 estándar) para aumentar la eficiencia. El compresor , la cámara de combustión y la turbina se habían puesto en funcionamiento por separado a finales de 1988, [37] y a mediados de 1989 el nuevo motor central se había probado durante unas 50 horas. En el momento de la cancelación del proyecto más tarde en 1989, GE y Snecma estaban trabajando en la ingeniería de diseño de un generador de gas completo y un propulsor de producto. [38]

La caída de este motor en ese momento fueron las condiciones económicas (principalmente una importante caída en los precios del petróleo) posteriores al embargo petrolero de la OPEP . [ cita requerida ] A pesar de que estos motores nunca pasaron del desarrollo y las pruebas de prototipos, GE ha conservado la tecnología de compuestos de carbono detrás de las aspas de ventilador livianas. Las aspas de fibra de carbono se están utilizando actualmente en motores ( General Electric GE90 y General Electric GEnx ) que impulsan el Boeing 747 , Boeing 777 y Boeing 787 Dreamliner . [39] [40]

General Electric donó uno de los motores GE36 al Museo Nacional del Aire y del Espacio Smithsonian a través del Comando de Sistemas Aéreos Navales [41] en 1991. [42]

Diseño

El demostrador GE36 UDF instalado en el banco de pruebas del Boeing 727 en 1986.

Un turbofán militar General Electric F404 prestado por el gobierno estadounidense se utilizó como base para el prototipo GE36. [43] La corriente de escape mixta del F404 se descargaba a través de una turbina que impulsaba dos etapas de ventiladores contrarrotativos . Aunque los motores de demostración tenían configuraciones de álabes de 8x8 y 10x8, la configuración más eficiente que se probó tenía una configuración de álabes de 12x10. [44] La forma de cimitarra de los álabes del rotor del ventilador podía funcionar a altas velocidades para igualar las velocidades del turborreactor o del turbofán , lo que permitía al motor impulsar el avión de pasajeros Boeing 7J7 propuesto a una velocidad de crucero de Mach 0,83. [45] Las palas de producción para las versiones MD-91/MD-92 del motor debían diseñarse para una velocidad de crucero de Mach 0,78-0,80. [46]

Las palas del ventilador UDF tenían 40 pulgadas (100 cm) de longitud, y las cubiertas giratorias fabricadas por Rohr Industries que se ajustaban alrededor de la base de las palas tenían 62 pulgadas (160 cm) de diámetro. [47] Las palas para las pruebas iniciales fueron fabricadas directamente por General Electric, pero las palas para las pruebas de vuelo fueron fabricadas por el fabricante local de Ohio Hartzell Propeller . [48] Para los motores de producción, las palas debían ser fabricadas por el especialista británico en hélices compuestas Dowty Rotol . [49] El diámetro máximo del ventilador para el demostrador UDF era de 140 pulgadas (356 cm), [50] mientras que el diámetro máximo para los motores de producción UDF estaba previsto que fuera de 128 pulgadas (325 cm). [44] Durante la fase de prototipo/prueba, las aspas del ventilador pesaban 22,5 y 21,5 lb (10,2 y 9,8 kg) cada una en las hélices delantera y trasera, respectivamente, [51] pero se esperaba que pesaran menos de 20 lb (9,1 kg) cuando el motor entró en producción. [52]

Mientras que el demostrador GE36 tenía un empuje nominal de 25.000 lbf (110 kN), la familia de motores GE36 ofrecería un rango que abarcaría de 12.000 a 30.000 lbf (53 a 133 kN) de empuje. El motor fue dimensionado inicialmente para producir 14.000 lbf (62 kN) para el MD-91X y 20.000–22.000 lbf (89–98 kN) para el 7J7 y el MD-92X, [53] pero los requisitos de empuje se cambiaron posteriormente a 22.000 lbf (98 kN) y 25.000 lbf (110 kN), respectivamente. [54]

La turbina de potencia era una turbina de seis etapas más álabes guía de entrada y salida. [55] : 46  Las doce filas de álabes de la turbina giraban en filas alternas en direcciones opuestas. Cada etapa era un par de rotores ; no había estatores (álabes estáticos), que generalmente siguen la sección de un solo rotor para enderezar el flujo. La hélice delantera y la mitad delantera de cada etapa están unidas a una carcasa exterior giratoria que encierra las palas del rotor de la turbina, mientras que la hélice trasera y la mitad trasera de cada etapa están unidas convencionalmente a un eje central. La turbina contrarrotante puede funcionar a la mitad de las rpm de una turbina convencional, ya que la contrarrotación duplica la velocidad relativa, por lo que el motor no requería una caja de reducción para impulsar el ventilador. [56] El GE36 tenía una relación de radio de punta de cubo a pala de 0,425, [57] que, como diseño sin engranajes, reflejaba un valor aproximadamente un 75 por ciento más alto que para los diseños de hélice con engranajes. [58] Esta característica se produjo porque el buje tenía que encerrar un gran diámetro de turbina; debido a la baja velocidad de rotación demandada por las hélices contrarrotativas, la turbina tenía que ser más ancha de lo habitual para generar suficiente energía. [59] El UDF de GE tenía una relación de derivación de 35, que estaba aproximadamente a la mitad entre el BPR de 17 del IAE SuperFan y el BPR de 56 del PW-Allison 578-DX. [15] Las hélices contrarrotativas giraban a una velocidad de rotación máxima de al menos 1393 rpm . [60]

El motor demostró un consumo específico de combustible (SFC) extremadamente bajo de 0,232 lb/(lbf⋅h) (6,6 g/(kN⋅s)) a nivel del suelo, [61] que, según GE, era un 20 % más eficiente que cualquiera de los turbofán existentes en oferta. [62] GE también había predicho un SFC de crucero de 0,49 para el motor de demostración; sin embargo, el SFC de crucero bajaría a 0,40-0,41 con un nuevo diseño de generador de gas llamado "Supercore", [63] en comparación con 0,56 para los turbofán existentes. [64] El núcleo de dos carretes del generador de gas tendría una relación de presión de aproximadamente 36. [65] : 21  Snecma debía diseñar el compresor de alta presión (HPC) y la cámara de combustión . [66] La configuración del motor seleccionada para el MD-91 y el MD-92 fue diseñada para cumplir con los estándares de ruido comunitario del Capítulo 4 del Comité de Protección Ambiental de la Aviación (CAEP) de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI), que entrarían en vigencia en 2006 y serían una reducción de diez decibeles de ruido percibido efectivo ( EPNdB ) de los estándares existentes del Capítulo 3 que se establecieron en 1977. [67] Sin embargo, el cumplimiento normativo provocó una reducción del cinco por ciento en la eficiencia del combustible en comparación con la configuración de ventilador más eficiente. [68]

Variantes

El GE36 en un demostrador McDonnell Douglas MD-81 en el Salón Aeronáutico de Farnborough de 1988 .
GE36-B14
Motor de empuje de 14.000 lbf (62 kN) que propulsa el McDonnell Douglas MD-91X. [69]
GE36-B22A
Motor de empuje de 25.000 lbf (110 kN) que propulsa el Boeing 7J7 . [69]
GE36-C22
Motor con empuje reducido de 22 000 lbf (98 kN) que propulsa el McDonnell Douglas MD-91 de 114 asientos. [70] [71]
GE36-C25
Motor de empuje de 25.000 lbf (110 kN) que propulsa el McDonnell Douglas MD-92 de 165 asientos. [70]

Aplicaciones

Presupuesto

Diagrama de sección transversal del motor de ventilador sin conducto GE36.

Datos de la prueba del motor de GE, páginas 12, 17

Características generales

  • Tipo: Ventilador sin conducto, de accionamiento directo (sin engranajes), contrarrotante y configuración de empuje con generador de gas de turbofán F404 modificado de producción
  • Longitud:
  • Diámetro: 76,4 pulgadas (194 cm; 6,37 pies; 1,94 m) diámetro máximo de la góndola
  • Diámetro del ventilador delantero: 140,0 pulgadas (356 cm; 11,67 pies; 3,56 m) [50]
  • Diámetro del ventilador de popa (configuración de 10 palas delanteras + 8 palas traseras): 132,0 pulgadas (335 cm; 11,00 pies; 3,35 m) [50]
  • Diámetro del ventilador de popa (configuración de 8 aspas delanteras + 8 aspas traseras): 128,0 pulgadas (325 cm; 10,67 pies; 3,25 m) [50]
  • Peso seco: 6.000 lb (2.700 kg) [72]

Componentes

  • Compresor: compresor de flujo axial de baja presión de 3 etapas a 13 270 rpm , compresor axial de alta presión de 7 etapas a 16 810 rpm
  • Turbina : turbina de baja presión de 1 etapa, turbina de alta presión de 1 etapa, turbina de potencia libre contrarrotante de 6 etapas

Actuación

Véase también

Desarrollo relacionado

Motores comparables

Listas relacionadas

Referencias

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