플래더 J55

플래더 J55
유형	터보제트
국기원	미국
제조사	프레드릭 플래더 주식회사
1차 주행	1948

이 회사 내에서 124로 알려진 플래더 J55는 초음속 축류 압축기를 사용한 것으로 유명한 소형 터보제트 엔진이었다.개발은 1947년 프레드릭 플래더 주식회사에서 시작되었고, 첫 번째 예는 1949년에 전달되었다.그러나 이것들은 예상보다 훨씬 낮은 전력을 공급했다.개선된 모델은 1952년 초 성능 요구사항을 충족했지만 신뢰성이 매우 떨어지는 것으로 나타났다.다른 회사의 소형 엔진을 사용할 수 있게 되자, J55 프로젝트는 1952년에 취소되었다.

역사

초음속 압축기

축압기는 "스테이지"라고 알려진 일련의 프로펠러 같은 디스크로 구성되며, 각각의 디스크는 들어오는 공기를 차례로 압축한다.공기가 압축되면 부피가 감소하기 때문에 각 단계는 앞의 것보다 지름이 적다.

일반적인 터보제트에서는 블레이드의 바깥쪽 끝부분이 아음속성을 유지하도록 압축기 회전 속도가 제한된다.모든 스테이지가 공통 샤프트에서 전원이 꺼진 경우, 이는 제한 회전 속도가 가장 큰 1단계에 의해 규정된다는 것을 의미한다.스테이지들은 훨씬 더 낮은 팁 속도로 작동하게 될 것이며, 이것은 빠른 회전 속도가 더 효율적이라는 일반적인 원칙에 위배된다.현대 항공기의 엔진과 마찬가지로 대형 엔진은 보통 2-3개의 "스풀"을 포함하며, 엔진의 섹션은 서로 다른 회전 속도로 작동하여 압축기의 각 섹션이 아음속성을 유지하면서 가능한 가장 높은 RPM에 도달할 수 있다.

또한, 항공기가 초음속 공기 종단에서 작동하기 위해, 항공기는 일반적으로 일련의 램프나 원뿔을 사용하여 압축기에 도달하기 전에 점진적으로 공기를 아음속도로 느리게 하는 충격파를 생성한다.이러한 섭취는 엔진에 의해 극복되어야 하는 드래그를 만든다.

따라서 초음속에서도 작동하는 압축기는 적어도 이론상으로는 성능이 향상되었을 것이다.이를 통해 복잡한 인렛의 필요성을 줄이거나 제거할 뿐만 아니라 더 높은 회전 속도에서도 작동할 수 있다.엔진 개발 초기에는 초음속 공기역학이 잘 이해되지 않았고, 이런 엔진이 기존 설계보다 더 효율적일지 덜 효율적일지는 분명치 않았다.

알아보기 위해 1946년부터 1948년까지 NACA Lewis 연구소의 엔지니어들은 초음속 압축기 단계에 대한 초기 연구 프로그램을 수행했다.이러한 결과는 매우 고무적인 결과를 보여주었다; 그러한 설계 작업을 했을 뿐만 아니라, 단일 단계에 걸친 압축 비율은 아음속 설계에서 두 배나 더 높았다.^[1]이것은 주어진 전체 압력 비율을 가진 엔진을 더 적은 단계로 제작할 수 있게 하여 더 작고 가볍고 덜 복잡하게 만들 수 있다.

플라이더 제안

프레드릭 플래더 사는 1944년에 소형 터빈 엔진을 개발하기 위해 설립되었는데, 처음에는 미 육군 공군과 T33-FF-1인 5,900 shp (4,400 kW) 터보프롭에 대한 계약에 기초하였다.플라더는 이 엔진을 개발하기 위해 뉴욕주 토나완다에 새 공장을 열었지만 육군은 그 직후 이 프로젝트를 취소했다.^[2]이 회사는 소형 선박의 비상전력을 위해 직경 8인치(200mm)의 터빈을 미 해군에 계약해 구했지만, 이 계약은 나중에 솔라 터빈이 따내면서 플라이더에서의 작업이 끝났다.

1946년 육군은 일련의 3대의 무인 항공기에 대한 요구 조건을 개발하기 시작했는데, 그 중 하나는 고속 무선 제어 대상 드론인 XQ-2였다.라이언 항공은 그들의 파이어비 설계와 계약을 따냈고, 1947년 2월 7일 라이트 항공 개발 센터의 발전소 실험실은 라이언 기체에 동력을 공급하기 위한 소형 엔진 입찰서를 발행했다.^[2]1947년 4월 26일부터 플라더의 제안은 설계에 적합한 소형 엔진을 만들기 위해 초음속 압축기를 사용하는 것을 제안했다.그들은 압축기의 압력비가 기존 설계의 약 두 배인 약 2.75가 될 것으로 예측했다.이는 엔진의 압축 사이클을 완료하기 위해서는 원심-흐름 압축기 한 대만 필요해도 충분했다.^[3]

관련된 위험에도 불구하고, Flader의 제안은 입찰에서 이겼고 개발은 두 달 후에 시작되었다.

조기 테스트

Flader는 Lewis에서 엔지니어들과 긴밀한 협업을 했다.그들은 1948년 6월에 테스트를 위해 압축기의 초기 버전을 보냈는데, 이것은 예측치에 훨씬 못 미치는 성능을 보여주었다.설상가상으로 기대와 달리 회전 속도가 증가하면서 성능이 떨어졌는데, 이는 루이스의 앞선 연구결과가 제시했던 것과 정반대되는 것으로 이 디자인을 사용하는 가장 큰 이유 중 하나였다.이것은 나중에 칼날의 두꺼운 경계 층에 기인했다.또한 약 35시간의 작동 시간 후에 컴프레서 블레이드의 앞쪽 가장자리가 위로 말려 있는 것이 확인되었는데, 이는 공기역학적 부하가 매우 높기 때문인 것으로 보인다.^[4]

1949년 중반에 Flader는 테스트를 위해 XJ55-FF-1의 엔진 2개를 공군에 납품했다.이들은 불과 450파운드힘(2,000 N)의 추력만을 전달했는데, 이는 파이어비에게 필요한 전력에 훨씬 못 미쳤다.^[4]하지만, Flader는 계속해서 디자인 작업을 했고, 1951년 후반에 이르러서는 크게 개선되었다.1952년 1월, 그들은 이러한 개선된 모델들 중 하나를 납품했고, 1월 24일에는 요구 조건을 충족시키는 700파운드힘(3,100N)으로 운행했다.그러나 1월 31일 두 번째 테스트 동안 엔진은 700파운드힘(3,100N)으로 1분간 작동한 직후에 고장이 났다.^[5]

기본 설계가 약속된 성능을 전달할 수 있었던 것으로 보였지만, 그 시점에서는 완전한 설계와는 거리가 멀었다.중량 및 연료 소비량은 모두 설계 추정치보다 높았고, 연료 및 오일 펌프와 같은 다양한 지지 시스템은 자체적 장치가 아니었으며, 압축기 급류에 취약했다.Flader는 이러한 문제들이 고치는데 3년의 개발이 더 필요할 것이라고 추정했다.^[5]

취소

그 때, 대략 필요한 동력을 갖춘 두 개의 새로운 소형 엔진인 페어차일드 J44와 프랑스 터보메카 마르보레의 라이선스 버전인 컨티넨탈 J69가 출시되었다.공군은 파이어비(Firebee)에 J69호를 사용하기로 하고 얼마 지나지 않아 J55 개발을 취소했다.^[5]

Flader는 다른 몇 가지 일회성 디자인을 만들었지만, 현장에서 지속적인 작업을 찾지 못했고 결국 1955년에 그들의 공장을 Eaton Manufacturing에 전대시켰다.이튼은 옮겨갔고, 플로더는 1957년 9월 2일에 쓰러졌다.^[6]

설명

J55는 전체적으로 전통적인 축류 엔진처럼 보였지만, 장비 구간은 엔진 앞부분이 지나치게 큰 스피너 구역에 위치하였다.스피너 뒤에는 흡입구와 초음속 압축기 무대가 있었다.이 뒤에는 별도의 원통형 단면인 원심단계가 있었다.그 다음으로는 관상 연소 영역과 그 다음엔 터빈 단계 하나가 뒤따랐다.^[7]

사양 (J55-FF-1 중위 124)

1949년 세계 항공기 엔진 데이터,^[8] 1949년 제인의 전 세계 항공기 1949-50,^[9] 1951년^[7] 5월 11일 비행

일반적 특성

• 유형: 축류 터보제트 엔진
• 길이: 79인치(2,007 mm)
• 지름: 15.7인치(399mm)
• 건조 중량: 300 lb(136 kg)

구성 요소들

• 압축기: 다단축 초음속 압축기
• 연소기: 16개의 연료 인젝터가 있는 스테인리스강 환상형 연소실
• 터빈: 1단 축류 터빈
• 연료 종류: 등유(JP-1)
• 오일 시스템:40psi(280kPa)에서 수정된 터보차저 오일 펌프에 의해 공급되는 압력 시스템(펌프 2개)

퍼포먼스

• 최대 추력: 이륙 시 28,600rpm에서 770lbf(3,425.13 N)

해발 26,800rpm에서 700파운드힘(3,113.76 N)의 최대 연속/순항

공회전 19,800rpm에서 350lbf(1,556.88 N)

• 전체 압력비: 2.85:1
• 공기량 흐름: 15lb/s(408.2 kg/min)
• 터빈 흡기 온도: 1,250 °F(677 °C)
• 특정 연료 소비량: 1.65lb/lbf/h(0.047kg/N/ks) 순항
• 추력 대 중량 비율: 2.56lbf/lb(25.1 N/kg)

참조

참고 문헌 목록