STAL Dovern

El STAL Dovern fue un diseño sueco de turborreactor de principios de la década de 1950, que recibió su nombre de un lago en el municipio de Finspång , en Östergötland , Suecia . ^{[ 1 ]} Aunque estaba destinado a propulsar el Saab 35 Draken , finalmente se equipó con un motor Rolls-Royce Avon . El Dovern no llegó a producirse en serie.

La compañía STAL había estado diseñando motores de turbina de vapor y en la década de 1940 comenzó a diseñar motores de turbina de gas . Su primer motor en funcionamiento fue el Skuten , probado en tierra en 1949 pero no llegó a volar. ^{[ 2 ]} El Dovern fue el siguiente diseño, con un compresor axial de nueve etapas y una turbina de una sola etapa. El motor se probó por primera vez en 1951 y se sometió a pruebas de vuelo durante 1953 utilizando un Avro Lancaster proporcionado por Air Service Training . El motor se instaló debajo en una góndola carenada en la bodega de bombas del Lancaster. Después de varios miles de horas de funcionamiento en tierra y más de 300 horas de pruebas de vuelo, el motor no fue seleccionado, prefiriéndose el Rolls-Royce Avon . ^{[ 3 ]}

• Avro Lancaster (solo banco de pruebas)
• Saab 35 Draken (aplicación prevista)

Dovern

Variante base.

Dovern IIA

Motor básico sin sistema antihielo.

Dovern IIB

Se ha añadido un sistema de purga de aire del compresor para la protección contra el hielo.

Dovern IIC

Versión con postcombustión que produce un empuje de 45 kN (10.200 lbf) .  

Datos de Flight. ^{[ 4 ]} Jane's 1955-56 ^{[ 2 ]}

Características generales

• Tipo: Turborreactor
• Longitud: 3.850  mm (151,57  pulgadas)
• Diámetro: 1095  mm (43,11  pulgadas)
• Peso en seco: 1220  kg (2690  lb)

Componentes

• Compresor: Flujo axial de nueve etapas
• Cámaras de combustión : Nueve cámaras de combustión
• Turbina : Monoetapa
• Tipo de combustible: Queroseno de aviación según D.Eng RD 2482
• Sistema de lubricación: Cárter seco con bombas de presión de engranajes y de recuperación a 240–310 kilopascales (35–45  psi).

Actuación

• Empuje máximo : 32,29  kN (7260  lbf) a 7200 rpm a nivel del mar para el despegue.
• Relación de presión total : 5,2:1
• Caudal másico de aire: 54,9  kg/s (121  lb/s)
• Temperatura de entrada de la turbina: 870  °C (1140  K; 1600  °F)
• Consumo específico de combustible : 0,009 kg/(kN h) (0,92 lb/(lbf h))
• Relación empuje-peso : 2,76:1

Motores comparables

• Avro Canadá Orenda

Listas relacionadas

• Lista de motores de aeronaves

Notas

Bibliografía