F100-PW-220/-220E

Рмакс. ф. = 10780 кгс Рб/ф. = 6620 кгс к = 25,0 m = 0,6 DbK = 888 мм Dдв.макс. = 1181 мм Ьдв. = 4851 мм Мдв. = 1467 кг

Серийное производство - ноябрь 1985 г.

Ввод в эксплуатацию - июнь 1986 г.

F100-PW-229

Рмакс.ф. = 13200 кгс Рб/ф. = 8080 кгс m = 0,36 к = 32,0 Dвх = 888 мм Dдв.макс. = 1181 мм Ьдв. = 4851 мм Мдв. = 1681 кг

Серийное производство - декабрь 1989 г.

F-16 VISTA [107]

Ввод в эксплуатацию - апрель 1992 г.

F100-PW-229 IPE (Plus)

(IPE - Increased Performance Engine)

Рмакс.ф. = 13200...15910 кгс

Рб/ф. = 8080...10000 кгс

m = 0,36

к = 32,0

Dвх = 914 мм

Dдв.макс. = 1181 мм

Ьдв. = 4851 мм

Мдв. = 1860 кг (с управляемым соп­лом)

Начало работ по проекту - январь 1989 г.

Первое испытание - октябрь 1991 г. Достижение тяги 16830 кгс тяги - март 1992 г.

Первое летное испытание - ноябрь 1994 г.

Серийное производство - с 1999 г. Использованы технологии семейства ТРДДФ F119.

pratt & whitney

F119

авиационный турбореактивный двигатель

Разрез F119-PW-100 [83]

Новый ТРДД компании Pratt & Whitney F119-PW-100 выбран для установки на современный тактиче­ский истребитель Lockheed Martin F-22A Advanced Tactical Fighter в ап­реле 1991 г.

F-22A Raptor [107]

Основными требованиями при созда­нии двигателя для F-22A (F119 выиг­рал конкурс у ТРДД разработки General Electric F120) были простота и надежность конструкции, достиже­ние сверхзвуковой скорости без включения форсажа и наличие уп­равляемого сопла с отклонением век­тора тяги в двух плоскостях и др. Официально конкурс на двигатель был объявлен в 1983 г. Компания Pratt & Whitney пошла по пути созда­ния нового двигателя без использова­ния непроверенных в предыдущих изделиях технических решений. В 1988 г. в конкурс были внесены кор­рективы из-за увеличения массы са­молета и вследствие этого должна была быть увеличена тяга силовой установки. К тому времени прототип YF119 уже был построен. Несмотря на это, P&W приняла решение не ме­нять конструкцию, а несколько уве­личить диаметр вентилятора, оста­вив остальное в прежнем виде. Двухвальный ТРДДФ F119-PW-100 с низкой степенью двухконтурности конструктивно состоит из трехсту­пенчатого вентилятора с широко- хордными лопатками, шестиступен- чатого компрессора, низкоэмиссион­ной кольцевой камеры сгорания, од­ноступенчатых турбин высокого и низкого давления и управляемого сопла.

Стендовые испытания начались в де­кабре 1988 г. Летом 1990 г. F119 вы­полнил 65 испытательных полетов, налетав 153 часа без сбоев в работе. К апрелю 1991 г. двигатель отработал на стендах 3000 часов, 1500 из кото­рых - с управляемым соплом. Серий­ное производство планируется на­чать в феврале 2001 г. Маркетинговые исследования пока­зывают необходимость постройки до 1500 двигателей общей стоимостью 12 млрд.долларов.

Силовая установка JSF119-614 самолета JSF Boeing X-32 [83]

pratt & whitney

В сотрудничестве с компанией Rolls- Royce разрабатывается модификация F119 для боевого самолета короткого взлета и вертикальной посадки по программе JSF. Самолет JSF Boeing X-32 оснащается ТРДД JSF119-614, вариант JSF Lockheed Martin X-35 - ТРДД JSF119-611. JSF119-614 имеет поворотные сопла, а модификация

JSF119-611 - вал, приводящий подъ­емный вентилятор.

При создании двигателя -611 исполь­зованы некоторые конструктивные решения, разработанные для россий­ского СВВП Як-141. Разработка ТРДД JSF119 начата в марте 1997 г. Первое испытание про­ведено в июне 1998 г.

JSF119 имеет общие с базовым двига­телем турбокомпрессорную часть, си­стему управления, конструкционные материалы, тренажеры, инфраструк­туру техобслуживания. Нововведения для применения на JSF - возможность выполнения короткого взлета и посад­ки, новые системы диагностики и представления данных по работе дви­гателя и др.

JSF Lockheed Martin X-35 [107] JSF Boeing X-32 [84]

RL10

жидкостный ракетный двигатель

ЖРД RL10 разработан компанией Pratt & Whitney в 1958-63 гг. В 1963 г. двига­тель был установлен на РН. RL-10 предназначен для второй ступени РН Atlas-Centaurs и Saturn-1. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и жидкий водород). ЖРД состоит из камеры сгорания, ТНА, агрегатов, систем управления. Камера ЖРД включает в себя цилиндри­ческую камеру сгорания и профилиро­ванное сопло с геометрической сте­пенью расширения равной 57. Смеси­тельная головка камеры - шатровая, с 216 смесительными элементами, распо­ложенными по 8 концентрическим ок­ружностям. Смесительные элементы - двухкомпонентные, соосного типа: окислитель подается через централь­ную трубчатую форсунку, горючее - че­рез периферийную кольцевую щель. Форсунки окислителя изготовлены за­одно со средним днищем смесительной головки. Внутреннее днище смеситель­ной головки изготовлено из пористого материала и охлаждается горючим (рас­ход составляет около 10% расхода горю­чего через двигатель). Корпус камеры выполнен из 360 трубок. Основной кон­струкционный материал камеры - не­ржавеющая сталь.

ТНА - двухвальный с параллельными валами; состоит из насосов окислителя и горючего, турбины и редуктора. Насос горючего установлен на одном валу с турбиной. Насосы - центробежные

РН Atlas [83]

(крыльчатки с односторонним входом), с встроенными шнеками. Насос окисли­теля - одноступенчатый, насос горючего - двухступенчатый, турбина - осевая двухступенчатая (со ступенями давле­ния).

Корпус ТНА, крыльчатки насоса горюче­го и ротор турбины изготовлены из алю­миниевого сплава; крыльчатка насоса окислителя и шестерни редуктора - стальные. №на = ~ 500 кВт

nнасоса окислителя = 202 об./с Птур6ины и насоса горючего = 504 об./с Окислитель поступает из насоса в цент­ральный патрубок смесительные голо­вки и вводится в камеру сгорания. Горю­чее после насоса используется для реге­неративного охлаждения камеры. Ох­лаждая камеру, жидкий водород превра­щается в газообразный (с температурой ~ 200 К) и используется как рабочее те­ло турбины ТНА. После турбины газооб­разное горючее поступает в смеситель­ную головку камеры. Включение и выключение ЖРД произ­водятся при помощи клапанов, управ­ляемых газообразным гелием. Пусковые расходы компонентов топлива создают­ся гидростатическим напором компо­нентов топлива и давлением наддува баков. Топливо в камере сгорания зажи­гается электрической искровой свечой. Перед включением ЖРД насос горючего и вся магистраль окислителя захолажи- ваются пропусканием через них соот­ветствующих компонентов топлива. Пе­ред стартом РН насос горючего захола- живается жидким гелием. В полете со­отношение компонентов топлива регу­лируется в пределах (10% (регулятор ус­тановлен за насосом окислителя) с це­лью достижения одновременного опо­рожнения баков окислителя и горючего. Расход газа через турбину регулируется для обеспечения неизменного уровня тяги (перепуском).

ЖРД крепится к ракете при помощи карданного подвеса и может отклонять­ся в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол 4° гидроприводами; давление создается насосом, приводи­мым от вала ТНА.

Первоначально ЖРД RL10 имел индек­сы LR115 для ступени Centaurs и LR119 для РН Saturn-1. Основные модификации ЖРД RL10 (в хронологическом порядке): RL10A-3, RL10A-3-1, RL10A-3-3. Модификация RL10A-4-1 (1995 г) раз­работана для оснащения РН Atlas IIA/IIQAS.

Pratt & Whitney поставила более 380 ЖРД серии RL10 всех модификаций. Это двигатели выдержали более 12,5 тысяч зажиганий, более 120 запусков.

RL-10 [83]