General Electric F118
| General Electric F118 | |
|---|---|
 | |
| Descrizione generale | |
| Costruttore |  General Electric
|
| Tipo | turbofan |
| Ventola | 3 stadi |
| Combustione | |
| Combustore | anulare |
| Compressore | assiale a 9 stadi di alta pressione |
| Turbina | 1 stadio di alta pressione, 2 stadi di bassa pressione |
| Uscita | |
| Spinta | 84,5 kN (19 000 lbf) |
| Dimensioni | |
| Lunghezza | 2,55 m (101 in) |
| Larghezza | 1,18 m (46,5 in) |
| Rapporti di compressione | |
| Rap. di compressione | 35:1 |
| Peso | |
| A vuoto | 1 452 kg (3 200 lb) |
| Prestazioni | |
| Consumo specifico | 0,37 lb/lbf-hr[1] |
| Utilizzatori | B-2 Spirit Lockheed U-2 |
| Note | |
| dati per la versione F118-100 tratti da[2] | |
| voci di motori presenti su Wikipedia | |
Il General Electric F118 è un motore turbofan sviluppato negli Stati Uniti dalla General Electric a partire dagli anni ottanta, derivato dal General Electric F110.
Storia[modifica | modifica wikitesto]
Sviluppo[modifica | modifica wikitesto]
Questo motore venne sviluppato specificatamente per soddisfare i requisiti posti dall'United States Air Force nell'ambito del programma di ricerca di Advanced Technology Bomber (ATB, "Bombardiere tecnologicamente avanzato").[3]
Il primo esemplare di F118 venne provato al banco nel 1982 mentre il primo volo sul B-2A fu portato a termine il 17 luglio 1989.[3]
A partire dal 1993 iniziò la consegna degli esemplari di produzione, 120 in tutto, destinati ai 21 esemplari di B-2 programmati.
Dal 1993 la versione F118-GE-101 fu montata sui velivoli Lockheed U-2 in luogo del precedente Pratt & Whitney J75 garantendo una ottima affidabilità, consumi inferiori ed un peso minore del 30% rispetto alla vecchia motorizzazione.[4]
È allo studio la possibilità di utilizzare il generatore di gas (ossia il complesso di compressore, camera di combustione e turbina) del più diffuso F110 in modo da estenderne la vita operativa a circa 2000 cicli di volo tra una revisione generale e l'altra. Si prevede che il B-2A (ed i suoi motori) rimarranno in servizio fino al 2050.[3]
Tecnica[modifica | modifica wikitesto]
L'F118 condivide gran parte del disegno progettuale dei precedenti motori F101 ed F110 da cui si differenzia per la mancanza del postbruciatore e un rapporto di bypass decisamente maggiore.[3]
Un singolo stadio di turbina di alta pressione muove i 9 stadi del compressore di alta, mentre due stadi di turbina di bassa pressione, collegati da un secondo albero motore concentrico al primo, muovono i 3 stadi del fan. La camera di combustione è di tipo anulare.[5]
Varianti[modifica | modifica wikitesto]
- F118-GE-100
- Installato sul B-2, 84,5 kN (19 000 lbf) di spinta
- F118-GE-101
- Installato sull'U-2, 81,4 kN (18 300 lbf) di spinta
Velivoli utilizzatori[modifica | modifica wikitesto]
Note[modifica | modifica wikitesto]
- ^ Élodie Roux, Turbofan and Turbojet engine database handbook, Éditions Élodie Roux, 2007, p. 173, ISBN 978-2-9529380-1-3.
- ^ (EN) Gas Turbine Engines. Aviation Week & Space Technology 2009 Source Book. p. 118.
- ^ a b c d (EN) Jane's, General Electric F118 (United States), Aero-engines - Turbofan, su janes.com. URL consultato il 15 marzo 2011.
- ^ (EN) Globalsecurity.org, F118 Engine, su globalsecurity.org. URL consultato il 15 marzo 2011.
- ^ (EN) David Donald, U-2, The Second Generation, AIRtime, 2003, ISBN 1-880588-67-6.
Voci correlate[modifica | modifica wikitesto]
Altri progetti[modifica | modifica wikitesto]
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Collegamenti esterni[modifica | modifica wikitesto]
- (EN) F118 sul sito GE Aviation, su geae.com, General Aviation. URL consultato il 13 marzo 2011 (archiviato dall'url originale il 20 aprile 2011).
- (EN) F118, su globalsecurity.org. URL consultato il 13 marzo 2011.
