Il General Electric GE36 era un motore aeronautico sperimentale, un ibrido tra un turbofan e un turboelica

by AvioBlog · 12 Novembre 2021

Il General Electric GE36 era un motore aeronautico sperimentale, un ibrido tra un turbofan e un turboelica, noto come fan unducted (UDF) o propfan. Il GE36 è stato sviluppato dalla General Electric Aircraft Engines, con il suo partner paritario CFM International Snecma che ha preso una quota del 35% dello sviluppo. Lo sviluppo è stato annullato nel 1989.

Sviluppo

General Electric (GE) ha iniziato a eseguire studi e test sui componenti sul concetto che sarebbe diventato l’UDF nel 1981, sulla base dei risultati iniziali dei primi studi sulla tecnologia propfan della National Aeronautics and Space Administration (NASA) che l’agenzia aerospaziale ha rilasciato per la prima volta ai produttori di motori nel 1980. La GE ha poi proseguito con i test di sviluppo su vasta scala del GE36 a partire dal 1982. La NASA conferì alla GE un contratto da 20,4 milioni di $ nel febbraio 1984 per studiare il concetto dopo che l’azienda aveva mostrato all’agenzia il suo lavoro nel dicembre 1983, poiché gli sforzi di ricerca propfan della NASA stavano avanzando a un ritmo più lento e dipendevano da ulteriori sovvenzioni dal Congresso degli Stati Uniti.

Nello stesso periodo, la GE stava negoziando con la Boeing, che riteneva che la tecnologia UDF potesse essere utile per gli aerei di linea a corto raggio, per testare un motore dimostrativo su un aereo di prova Boeing 727. L’accordo per il test di volo dell’UDF fu raggiunto ad aprile, con voli iniziati alla fine del 1986 per valutare un dimostratore da 25.000 libbre (110 kN) basato su un nucleo F404 della General Electric. Il motore avrebbe utilizzato una coppia di turbine libere controrotanti a sei stadi, ciascuna con grandi diametri funzionanti a basse velocità, collegate direttamente a un paio di otto pale del diametro di 12 piedi (3,7 m; 140 pollici; 370 cm) ventilatori non intubati. Il rapporto di bypass effettivo(BPR) fu stimato essere di circa 30:1 per l’UDF, che era molto più grande dei rapporti di bypass 6:1 dei moderni turbofan all’epoca, ma inferiore ai BPR elica / turboelica di circa 50:1. La missione ottimale doveva essere su voli di almeno 1.000 miglia nautiche (1.200 mi; 1.900 km) con una velocità di crociera di Mach 0,75. Nel maggio 1984, la Boeing iniziò a testare un banco di prova modello controrotante della GE nella sua galleria del vento a bassa velocità di 9 x 9 piedi (2,7 x 2,7 m) e nella galleria del vento transonica di 8 x 12 piedi (2,4 x 3,7 m).

La GE presentò un modello in scala reale del motore al Farnborough Air Show, promettendo una riduzione del 30% del consumo di carburante rispetto ai contemporanei motori degli aerei di linea senza diminuire la velocità di crociera. Una dozzina di compagnie aeree “si erano invitate” a vedere le strutture di test UDF di GE vicino a Cincinnati, Ohio, confermò il produttore del motore, ma non solo a causa della maggiore efficienza del carburante dell’UDF. Le compagnie aeree avevano anche apprezzato la mancanza dell’UDF di un riduttore, che trasferisse la potenza dalla turbina all’elica consentendo a entrambe di funzionare alle rispettive velocità di rotazione ottimali; ciò era difficile da progettare in modo affidabile per l’alta velocità e potenza. Alle compagnie aeree piaceva anche che l’UDF avesse ventole controrotanti, al contrario delle ventole a rotazione singola che la NASA stava all’epoca studiando, poiché le doppie ventole mantenevano il diametro per un aereo di linea da 140 posti fino a circa 12 piedi (3,7 m) invece di i 20 piedi (6,1 m) di diametro che le compagnie aeree temevano. Al Paris Air Show a metà del 1985, la Snecma annunciò di aver ottenuto una quota del 35 % nel programma del motore. Più tardi nel decennio, il motore di spinta da 25.000 libbre (110 kilonewton) divenne il generatore di potenza scelto per gli aerei proposti come l’ aereo di linea a doppio corridoio Boeing 7J7 e l’MD-91 e MD- 92 derivati della McDonnell Douglas dal popolare aereo a corridoio singolo MD-80.

Il motore fu sottoposto a 2.500 ore di test in scala del modello, dopo di che venne costruito un prototipo. Il prototipo del motore fu testato a terra per 162 ore. Il prototipo GE36 ha poi volato 25 volte, accumulando oltre 41 ore di test di volo (su un programma di 75 ore) su di un Boeing 727 dal 20 agosto 1986 fino a metà febbraio 1987, raggiungendo infine una velocità di volo di Mach 0,84 e un’altitudine di 39.000 piedi (12.000 metri). Nell’aprile 1987, la Boeing scelse formalmente il GE36 come propulsore per il Boeing 7J7, ritenendo il turbofan con sistema di bypass ultra-alto (UHB) della IAE SuperFan come meno efficiente dal punto di vista del consumo di carburante e il propfan a ingranaggi Pratt & Whitney/Allison 578-DX perché non sufficientemente alimentato. Al Paris Air Show nel giugno 1987, GE e Snecma notarono che stavano costruendo i componenti per un motore di progettazione del prodotto che sarebbe stato testato su un Boeing 727 nel 1989. Tuttavia, la Boeing nell’agosto 1987 aveva posticipato l’ingresso in servizio data del 7J7 dal 1992 al 1993, e poi posticipò la data obiettivo a tempo indeterminato nel dicembre 1987.

Il motore proof-of-concept della GE fu installato su di un McDonnell Douglas MD-80 il 5 aprile 1987, e il suo primo volo sul banco di prova MD-80 avvenne il 18 maggio 1987. Inizialmente il motore aveva un Configurazione della ventola a 8 pale in avanti e 8 pale a poppa, quindi fu sostituito sul banco di prova dal secondo motore dimostratore GE36, che aveva una configurazione a 10 pale in avanti / 8 pale a poppa e ha completato 33 ore di test di volo a partire dal 14 agosto 1987. Nonostante fosse più silenzioso in quella configurazione, il motore venne riportato alla configurazione originale 8×8 a causa di un problema meccanico. La GE confermò che per la produzione ci sarebbero state più pale rispetto al motore dimostrativo e il numero di pale sulla ventola anteriore sarebbe diverso dal numero sulla ventola posteriore.

Dopo che il banco di prova era stato riconfigurato con la configurazione del motore 8×8, la McDonnell Douglas condusse 22 voli dimostrativi per i clienti dall’aeroporto di Long Beach. Queste dimostrazioni ai clienti si svolsero tra il 22 gennaio e il 26 febbraio 1988. I voli, che in genere duravano circa un’ora e raggiungevano una velocità di crociera di Mach 0,76, ospitarono il primo ministro finlandese, 110 dirigenti di 35 compagnie aeree e quattro società di leasing e 70 rappresentanti dei media, dell’US ARMY, dei fornitori e di altri produttori di compagnie aeree. L’opinione generale era che la qualità della corsa fosse leggermente diversa da un volo normale, fatta eccezione per le leggere vibrazioni sul sedile posteriore durante il decollo e la salita. Il 25 marzo 1988, la McDonnell Douglas dichiarò completato il programma di test di volo. Il banco di prova MD-80 aveva effettuato 93 voli e 165 ore di test di volo, navigando a una velocità fino a Mach 0,865 e un’altitudine di 37.000 piedi (11.000 metri).

McDonnell Douglas reinstallò il motore GE36 sul banco di prova MD-80 per ulteriori test di volo nel luglio 1988. L’aereo del banco di prova fu quindi pilotato attraverso l’ Oceano Atlantico, lasciando l’aeroporto di prova di casa della base aeronautica di Edwards in California per fermarsi a Minneapolis , Minnesota, Gander, Terranova, Canada e Keflavik, Islanda prima di terminare il viaggio di 4.700 NMI (5.400 miglia; 8.700 km) all’aeroporto di Farnborough in Inghilterra il 23 agosto. Il viaggio venne effettuato per eseguire voli dimostrativi giornalieri al pubblico al Farnborough Air Show dal 4 all’11 settembre 1988. Dimostrazioni di volo privato per i dirigenti delle compagnie aeree invitati dovevano essere date prima dello spettacolo aereo e la McDonnell Douglas stava considerando di far volare il banco di prova nell’Europa occidentale prima di tornare negli Stati Uniti. All’air show, McDonnell Douglas e GE avviarono discussioni di marketing con sette compagnie aeree negli Stati Uniti e sei nell’Europa occidentale; speravano di ottenere circa 100 impegni di compagnie aeree entro la metà del 1989 per lanciare i programmi MD-91 e MD-92, con l’entrata in servizio nel 1993 prima per l’MD-91, e poi l’MD-92 entrando in servizio sei mesi dopo. I test del GE36 sull’MD-80 terminarono quel mese dopo 137 voli e quasi 240 ore di volo. In totale, ci furono 281 ore di prove di volo tra i due aerei.

Con il completamento dei test di volo dimostrativo, l’attenzione si era spostata sulla costruzione di un nuovo nucleo (invece dell’F404 standard) per aumentare l’efficienza. Il compressore, il combustore e la turbina erano stati tutti fatti funzionare separatamente verso la fine del 1988, e verso la metà del 1989 il nuovo motore centrale era stato testato per circa 50 ore. Al momento dell’annullamento del progetto, nel 1989, GE e Snecma stavano lavorando alla progettazione di un generatore a gas completo e di un propulsore prodotto.

La causa dell’abbandono di questo motore all’epoca fu principalmente un forte calo dei prezzi del petrolio dopo l’embargo petrolifero dell’OPEC. Anche se questi motori non hanno mai superato lo sviluppo e i test sui prototipi, GE ha mantenuto la tecnologia del composito di carbonio dietro le leggere pale della ventola. Le pale in fibra di carbonio sono attualmente utilizzate nei motori (General Electric GE90 e General Electric GEnx) che alimentano il Boeing 747, il Boeing 777 e il Boeing 787 Dreamliner.

La General Electric ha donato uno dei motori GE36 allo Smithsonian National Air and Space Museum tramite il Naval Air Systems Command nel 1991.

Progettazione

Un turbofan militare General Electric F404 in prestito dal governo statunitense fu utilizzato come base per il prototipo GE36. Il flusso di scarico misto dell’F404 veniva scaricato attraverso una turbina che azionava due stadi controrotanti di FAN. Sebbene i motori del dimostratore avessero configurazioni di pale della ventola 8×8 e 10×8, la configurazione più efficiente che venne testata aveva una configurazione di pale 12×10. La forma a scimitarra delle pale del rotore della ventola poteva funzionare ad alta velocità per adattarsi alle velocità del turbogetto o del turbofan, consentendo al motore di alimentare il proposto aereo di linea Boeing 7J7 a Mach 0,83 velocità di crociera. Le pale di produzione per le versioni MD-91/MD-92 del motore dovevano essere progettate per una crociera Mach 0,78-0,80.

Le pale della ventola UDF erano lunghe 40 pollici (100 cm) e le cappe rotanti prodotte da Rohr Industries che si adattavano alla base delle pale avevano un diametro di 62 pollici (160 cm). Le pale per i test iniziali furono prodotte direttamente dalla General Electric, ma le pale per i test di volo furono poi realizzate dal produttore locale dell’Ohio Hartzell Propeller. Per i motori di produzione, le pale dovevano essere realizzate dallo specialista britannico di eliche composite Dowty Rotol. Durante la fase di prototipo/test, le pale della ventola pesavano rispettivamente 22,5 e 21,5 libbre (10,2 e 9,8 kg) sulle eliche anteriori e posteriori, ma ci si aspettava che pesassero meno di 20 libbre (9,1 kg) quando il motore fosse entrato in produzione di serie.

Mentre il dimostratore GE36 aveva una spinta nominale di 25.000 lbf (110 kN), la famiglia di motori GE36 avrebbe offerto una gamma di spinta da 12.000 a 30.000 lbf (da 53 a 133 kN). Il motore era stato inizialmente dimensionato per produrre 14.000 lbf (62 kN) per l’MD-91X e 20.000-22.000 lbf (89-98 kN) per il 7J7 e l’MD-92X, ma i requisiti di spinta vennero successivamente modificati a 22.000 lbf (98 kN) e 25.000 lbf (110 kN), rispettivamente.

La turbina di potenza era una turbina a sei stadi più alette di guida di ingresso e uscita. Le dodici file di pale della turbina ruotavano file alternate in direzioni opposte. Ogni stadio utilizzava una coppia di rotori; non c’erano statori (palette statiche), che di solito seguono la sezione del singolo rotore per raddrizzare il flusso. L’elica anteriore e la metà anteriore di ogni stadio erano fissate ad un involucro esterno rotante che racchiudeva le pale del rotore della turbina, mentre l’elica posteriore e la metà posteriore di ogni stadio erano fissate convenzionalmente ad un albero centrale. La turbina controrotante poteva girare a metà del numero di giri di una turbina convenzionale, poiché la controrotazione raddoppiava la velocità relativa, quindi il motore non necessitava di un riduttore per azionare la ventola. Il GE36 aveva un rapporto del raggio tra mozzo e punta della lama di 0,425, che, come design senza ingranaggi, rifletteva un valore superiore di circa il 75% rispetto ai progetti di propfan con ingranaggi. Questa caratteristica si verificava perché il mozzo doveva racchiudere una turbina di grande diametro; a causa della bassa velocità di rotazione richiesta dalle eliche controrotanti, la turbina doveva essere più larga del solito per generare potenza sufficiente. L’UDF di GE aveva un rapporto di bypass di 35, che era circa a metà strada tra il BPR di IAE SuperFan di 17 e il BPR di PW-Allison 578-DX di 56. Le eliche controrotanti ruotavano ad una velocità di rotazione massima di almeno 1.393 giri/min.

Il motore ha dimostrato un consumo specifico di carburante (SFC) estremamente basso di 0,232 lb/(lbf⋅h) (6,6 g/(kN⋅s)) a livello del suolo, che secondo GE era oltre il 20% più efficiente di qualsiasi altro turbofan esistente all’epoca. La GE aveva anche previsto un cruise SFC di 0,49 per il motore del dimostratore; tuttavia, l’SFC da crociera scendeva a 0,40-0,41 con un nuovo design del generatore di gas chiamato “Supercore” rispetto a 0,56 per i turbofan esistenti. Il nucleo a due bobine del generatore di gas avrebbe avuto un rapporto di pressione di circa 36. La Snecma doveva progettare il compressore ad alta pressione (HPC) e la camera di combustione. La configurazione del motore selezionata per l’MD-91 e l’MD-92 era stata progettata per soddisfare gli standard di rumore comunitario del capitolo 4 del Comitato per la protezione ambientale dell’aviazione (CAEP) dell’Organizzazione dell’aviazione civile internazionale (ICAO), entrato in vigore nel 2006 ed avere una riduzione di dieci decibel effettivi di rumore percepito (EPNdB) rispetto agli standard esistenti del capitolo 3 stabiliti nel 1977. La conformità normativa, tuttavia, aveva causato una riduzione del 5% nell’efficienza del carburante rispetto alla configurazione più efficiente della ventola.

Varianti:

GE36-B14 – Motore di spinta da 14.000 libbre (62 kN) che alimentava il McDonnell Douglas MD-91X.
GE36-B22A – Motore da 25.000 libbre di spinta (110 kN) che alimentava il Boeing 7J7.
GE36-C22 – Motore declassato da 22.000 libbre di spinta (98 kN) che alimentava il McDonnell Douglas MD-91 da 114 posti.
GE36-C25 – Motore da 25.000 libbre di spinta (110 kN) che alimentava il McDonnell Douglas MD-92 da 165 posti.

Specifiche

Caratteristiche generali:

Tipo: ventola non intubata a trasmissione diretta (gearless), controrotante, configurazione pusher con generatore di gas turbofan F404 di produzione modificata.

Lunghezza:

Diametro: 76,4 pollici (194 cm; 6,37 piedi; 1,94 m) diametro massimo della navicella
Diametro ventola anteriore: 140,0 pollici (356 cm; 11,67 piedi; 3,56 m)
Diametro della ventola di poppa (10 pale anteriori + 8 pale posteriori): 132,0 pollici (335 cm; 11,00 piedi; 3,35 m)
Diametro della ventola di poppa (8 pale anteriori + 8 pale posteriori): 128,0 pollici (325 cm; 10,67 piedi; 3,25 m)
Peso a secco: 6.000 libbre (2.700 kg).

Componenti:

Compressore: compressore assiale a 3 stadi a bassa pressione @13.270 rpm, compressore assiale a 7 stadi ad alta pressione @16.810 rpm
Turbina: turbina a bassa pressione a 1 stadio, turbina ad alta pressione a 1 stadio, turbina a potenza libera controrotante a 6 stadi.

Prestazioni:

Spinta massima: 25.000 lbf (110 kN) a 1.393 giri/min
Rapporto di pressione complessivo: 26:1
Rapporto di bypass: 35
Flusso di massa d’aria: circa 140 libbre di massa/secondo
Temperatura ingresso turbina: Ingresso turbina di potenza: 1.310F (710°C)
Consumo specifico di carburante: Decollo: 0,232 lb/(lbf⋅h) (6,6 g/(kN⋅s)); Crociera: 0,49 lb/(lbf⋅h) (14 g/(kN⋅s))
Rapporto spinta-peso: 8.