Pratt & Whitney J58

El J58, con la designación de la compañía JT11, tuvo su origen en el motor JT9 (J91) de mayor tamaño. Era un JT9 a escala 3/4 con un flujo másico de 140 kg/s (300 lb/s) , inferior a los 180 kg/s (400 lb/s) del modelo anterior . ^{[ 2 ]} El JT11 se propuso a la Armada de los Estados Unidos con la designación J58. ^{[ 2 ]} También se propuso para varias aeronaves de la Armada ^{[ 6 ]} y la Fuerza Aérea, por ejemplo, el Convair F-106 , el North American F-108 , el Convair B-58C , el Vought XF8U-3 Crusader III y el North American A3J Vigilante , pero ninguna de estas aplicaciones se concretó. ^{[ 2 ]}    

El J58 comenzó su desarrollo para la Armada de los EE. UU. ^{[ 7 ]} para propulsar el planeado ^{[ 8 ]} hidroavión Martin P6M . ^{[ 9 ]} El P6M inicialmente utilizó motores Allison J71-A-4 y luego cambió al Pratt & Whitney J75 , debido a retrasos en el desarrollo del J58. Tras la cancelación del P6M, fue seleccionado para el Convair Kingfish y para el Lockheed A-12 , YF-12A y SR-71 . Otras fuentes vinculan su origen con el requisito de la USAF de una planta motriz para el WS-110A, el futuro XB-70 Valkyrie . ^{[ 10 ]}

Los cálculos analíticos del rendimiento del J58 original mostraron tres problemas a Mach 2.5: "la presión de escape era igual a la presión de entrada, el compresor estaba en una profunda sobretensión y no había aire frío para el revestimiento del postquemador que, por lo tanto, se fundiría". ^{[ 11 ]}

El primer problema fue causado por temperaturas excesivas en la salida del compresor, lo que impedía que se añadiera suficiente energía en la cámara de combustión del motor para generar empuje desde el generador de gas. Toda la presión que producía empuje en el tubo de escape provenía del ariete, como en un estatorreactor, y ninguna del generador de gas. El combustible para el empuje solo podía añadirse en el postquemador, que se convirtió en la única fuente de empuje del motor. La velocidad a la que el generador de gas no producía empuje se elevó de aproximadamente Mach 2,5 a aproximadamente Mach 3 mediante cambios de diseño patentados. Más allá de esa velocidad, el generador de gas se convertiría en un elemento de resistencia con, a Mach 3,2, una relación de presión de 0,9. ^{[ 12 ]} Incluso con un postquemador mínimo, la resistencia no se compensaría. El efecto fue descrito cualitativamente por el diseñador de tomas de aire de Lockheed, David Campbell: «...con un postquemador mínimo, el motor estaría ejerciendo resistencia sobre los soportes del motor a números de Mach elevados». ^{[ 13 ]}

El segundo problema (el compresor en sobretensión) se debió a que el compresor intentaba operar a una velocidad corregida demasiado baja en una zona de su mapa de funcionamiento conocida como "fuera de diseño". El tercer problema se debió a que el conducto del postquemador se enfriaba con gases de escape de la turbina demasiado calientes.

La patente estadounidense 3,344,606 ^{[ 14 ]} describe las modificaciones al motor que extendieron su capacidad a Mach 3.2. Estas modificaciones incluyeron desviar el 20% del aire de entrada del compresor después de la cuarta etapa del compresor directamente al postquemador a través de seis tubos externos. Esto permitió que el compresor funcionara correctamente con un margen de sobretensión adecuado y aumentó el flujo de aire hacia el compresor. Parte del flujo aumentado salió del compresor después de la cuarta etapa como derivación al postquemador, y otra parte salió de la última etapa del compresor a través del área previamente estrangulada. ^{[ 14 ]} El aumento del flujo de aire proporcionó mayor empuje. Los álabes guía de entrada se modificaron con aletas en el borde de salida para reducir el aleteo de las palas y prevenir fallas por fatiga de las mismas. El postquemador se enfrió con el aire de purga que era 400 °F (220 °C) más frío que el gas de escape de la turbina. No todo el oxígeno del aire de purga estaba disponible para la combustión, ya que la mayor parte del aire de purga se dirigía a la cubierta de enfriamiento antes de entrar en la cavidad del postquemador para recalentarse. ^{[ 14 ]} El enfriamiento mejorado del postquemador permitió una temperatura de llama más alta, lo que proporcionó más empuje.  

El motor fue completamente rediseñado, excepto por las definiciones aerodinámicas del compresor y la turbina, ^{[ 2 ]} para funcionar de manera confiable durante períodos prolongados a temperaturas sin precedentes, no solo dentro del motor sino también en las carcasas circundantes donde se ubicaban los controles, accesorios, cableado eléctrico y tubos de combustible y aceite.

Durante la vida útil de los aviones A-12, YF-12 y SR-71 se utilizaron dos métodos de arranque: un carro de arranque AG330 con dos motores Buick V8 que impulsaban un eje de salida común, o aire comprimido que impulsaba un pequeño adaptador de arranque. El método de arranque neumático reemplazó a los engorrosos "Buick" cuando se dispuso de mejores suministros de aire comprimido. ^{[ 15 ]}

Cualquier aeronave que vuele a tres veces la velocidad del sonido se encuentra en un entorno térmico severo, tanto por el calentamiento por fricción como por el ascenso de aire por estancamiento. El combustible era el único disipador de calor disponible para la aeronave y, después de absorber 700 kW (40 000 Btu/min) ^{[ 16 ]} , manteniendo todo lo suficientemente frío, desde la tripulación hasta el indicador del área de la tobera de escape, se suministraba a las toberas de combustible a 316 °C (600 °F) ^{[ 17 ]} . Para hacer frente a estas altas temperaturas, se tuvo que desarrollar un nuevo combustible para reactores llamado JP-7 con una baja presión de vapor. Se desarrolló un método químico para encender el combustible, trietilborano (TEB), para igualar su baja volatilidad. El TEB se enciende espontáneamente en contacto con el aire por encima de -5 °C. El motor y el postquemador se encendían con TEB y el postquemador también tenía un ignitor catalítico que brillaba en el escape caliente de la turbina. ^{[ 18 ] Cada motor llevaba un} tanque sellado presurizado con nitrógeno con 600 cm³ (21,1 onzas líquidas imp .; 20,3 onzas líquidas estadounidenses ) de TEB, suficiente para al menos 16 arranques, reinicios o encendidos de postcombustión; este número era uno de los factores limitantes de la autonomía del SR-71, ya que después de cada reabastecimiento de combustible en el aire había que volver a encender los postquemadores. ^{[ 19 ]} Cuando el piloto movía el acelerador de la posición de corte a la de ralentí, el combustible fluía hacia el motor y, poco después, se inyectaba una dosis aproximada de ⁵⁰ cm³ ( 1,8 onzas líquidas imp .; 1,7 onzas líquidas estadounidenses ) de TEB en la cámara de combustión, donde se encendía espontáneamente e incendiaba el combustible con un destello verde. Sin embargo, en algunas condiciones, el flujo de TEB se veía obstruido por depósitos de coque en la boquilla del inyector, lo que dificultaba los intentos de reinicio. Rellenar el tanque de TEB era una tarea peligrosa; el personal de mantenimiento llevaba trajes ignífugos plateados. ^{[ 20 ]} Por el contrario, el repostaje con JP-7 era tan seguro que se permitía realizar algunas tareas de mantenimiento de la aeronave durante el llenado. Se optó por la ignición química en lugar de un encendedor convencional por motivos de fiabilidad y para reducir la complejidad mecánica. El tanque de TEB se enfría con el combustible que lo rodea y contiene un disco que se rompe en caso de sobrepresión, permitiendo que el TEB y el nitrógeno se descarguen en el postquemador.                   

Una fuente de calor requería una reducción en dos etapas. Antes de entrar en el sistema de disipación de calor del combustible, el aire del Sistema de Control Ambiental (ECS) que salía del compresor del motor a 666 °C (1230 °F) estaba tan caliente que primero se tuvo que usar aire de impacto a 404 °C (760 °F) ^{[ 21 ]} . El combustible que fluía de los tanques a los motores se usaba para enfriar los sistemas de aire acondicionado, el fluido hidráulico de la aeronave, el aceite del motor , el aceite del sistema de transmisión de accesorios, el tanque TEB y las líneas de control del actuador de la tobera del postquemador. ^{[ 22 ]}    

El desarrollo del J58 implicó algunos de los problemas de desarrollo metalúrgico más desafiantes experimentados hasta la fecha por Pratt & Whitney Aircraft, con componentes que operaban a temperaturas y niveles de tensión y durabilidad sin precedentes. ^{[ 23 ] [ 24 ]} Las nuevas técnicas de fabricación, así como las nuevas aleaciones, mejoraron las propiedades mecánicas, y fue necesario desarrollar recubrimientos superficiales para proteger los componentes.

El agrietamiento prematuro de los álabes y palas de turbina fabricados con Mar-M200 fundido convencionalmente (es decir, equiaxial), la aleación de níquel fundido más resistente, se evitó mediante el desarrollo de piezas solidificadas direccionalmente fundidas en el mismo material. El Mar-M200 solidificado direccionalmente se convirtió en el material de turbina fundido más resistente hasta la fecha y se introdujo en los motores de producción. También se desarrollaron álabes de turbina monocristalinos fundidos en Mar-M200, que proporcionaron una mayor resistencia a altas temperaturas, mediante pruebas en motores J58. Waspaloy fue la aleación más utilizada en el motor, desde los discos rotatorios críticos de alta energía del compresor hasta los componentes fabricados en láminas. Aunque se utilizó para discos de turbina en otros motores, no tenía las propiedades requeridas para los discos de turbina del J58. En su lugar, se utilizó Astroloy , la superaleación de níquel más resistente conocida en el mundo occidental en ese momento. Waspaloy también se utilizó inicialmente para la carcasa del difusor, la pieza que une el compresor a la cámara de combustión y que contiene la mayor presión del motor. El agrietamiento de la soldadura de la carcasa del difusor llevó a la introducción de Inconel 718 para esta pieza. El revestimiento del postquemador se roció con un recubrimiento cerámico de barrera térmica que, junto con el aire de refrigeración del compresor, permitió el uso continuo del postquemador ^{[ 25 ]} con temperaturas de llama de hasta 3200 °F (1760 °C) . ^{[ 12 ]}  

La NASA recibió en préstamo dos aeronaves SR-71 para trabajos de investigación. Una de ellas fue modificada para probar en vuelo un motor de cohete Linear Aerospike y se le instalaron motores J58 de empuje mejorado. ^{[ 5 ]} El empuje del motor se incrementó en un 5 % para compensar el aumento de la resistencia aerodinámica de la aeronave. Este aumento de empuje provino de un incremento de la temperatura de los gases de escape de 42 °C (75 °F) . El incremento estuvo limitado por la reducción permitida en la vida útil de las palas de la turbina de la segunda etapa (el componente que limita la vida útil), de 400 a 50 horas. Los mismos estudios de mejora del empuje utilizados para este trabajo también analizaron un 5 % adicional de empuje mediante combustible adicional en el postquemador, posible gracias a la inyección de oxidante ( óxido nitroso ). La tasa de óxido nitroso habría estado limitada por el estrangulamiento térmico de la tobera. ^{[ 26 ]}  

A partir de 2021El J58 es el único motor de aeronave conocido diseñado para operar continuamente con postcombustión máxima a velocidad de crucero elevada. ^{[ 13 ] [ 27 ]} La experiencia con el J58 se utilizó ampliamente en la propuesta del motor JTF17 para un SST Mach 2.7, debido al tiempo de vuelo significativo a Mach 2.7 y superior. También se utilizó para motores posteriores desarrollados por Pratt & Whitney, tanto comerciales como militares. El siguiente motor con postcombustión, el TF30 instalado en el F-111, utilizaba una tobera secundaria montada en el fuselaje con flaps flotantes similares a los utilizados en el SR-71. ^{[ 28 ]}

Las emisiones del J58 se midieron como parte del Experimento de Estela Estratosférica de la NASA, que analizó el impacto ambiental del uso de motores a reacción con postcombustión para transportes supersónicos. Se probó un motor en una cámara de altitud en condiciones máximas de postcombustión completa a Mach 3.0 y 19,8  km de altitud. ^{[ 29 ]}

El titular de la patente de Pratt & Whitney, Robert Abernethy, rechazó las soluciones alternativas para combatir los efectos adversos de la alta temperatura de entrada en el rendimiento aerodinámico del compresor. ^{[ 14 ]} Una de esas soluciones se utilizó en una instalación contemporánea. El GE YJ93/ XB-70 utilizaba un compresor de estator variable para evitar la entrada en pérdida de la etapa delantera y la obstrucción de la etapa trasera. ^{[ 30 ]}

Otra posible solución, el enfriamiento previo al compresor, se utilizó en los motores R-15 del MiG-25 . Se inyectaba agua/metanol desde un mástil de pulverización delante del compresor para reducir la temperatura de admisión durante cortos periodos a máxima velocidad. ^{[ 31 ]} El enfriamiento previo al compresor también se propuso para un Phantom de reconocimiento Mach 3 ^{[ 32 ]} y el proyecto F-106 RASCAL Mach 3+ . ^{[ 33 ]}

El sistema de propulsión constaba de la toma de aire , el motor, la góndola o flujo de aire secundario y la tobera eyectora ( tobera de propulsión ). ^{[ 13 ]} La distribución del empuje propulsor entre estos componentes cambiaba con la velocidad de vuelo: a Mach 2,2, la toma de aire era del 13%, el motor del 73% y la eyectora del 14%; a Mach 3,0+, la toma de aire era del 54%, el motor del 17,6% y la eyectora del 28,4%. ^{[ 13 ]}