General Electric F118

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General Electric F118
F118.jpg
Un General Electric F118
Descrizione
Costruttore Stati Uniti General Electric
Tipo turbofan
Combustore anulare
Ventola 3 stadi
Compressore assiale a 9 stadi di alta pressione
Turbina 1 stadio di alta pressione, 2 stadi di bassa pressione
Dimensioni
Lunghezza 2,55 m (101 in)
Larghezza 1,18 m (46,5 in)
Rap. di compressione 35:1
Peso
A vuoto 1 452 kg (3 200 lb)
Prestazioni
Spinta 84,5 kN (19 000 lbf)
Consumo specifico 0,37 lb/lbf-hr[1]
Rapporto peso-potenza 5,9:1
Utilizzatori B-2 Spirit
Lockheed U-2
Note
dati per la versione F118-100 tratti da[2]
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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 sorgente]

Sviluppo[modifica | modifica sorgente]

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 sorgente]

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 sorgente]

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 sorgente]

Stati Uniti Stati Uniti

Voci correlate[modifica | modifica sorgente]

Note[modifica | modifica sorgente]

  1. ^ Élodie Roux, Turbofan and Turbojet engine database handbook, Éditions Élodie Roux, 2007, pag. 173, ISBN 978-2-9529380-1-3.
  2. ^ (EN) Gas Turbine Engines. Aviation Week & Space Technology 2009 Source Book. p. 118.
  3. ^ a b c d (EN) Jane's, General Electric F118 (United States), Aero-engines - Turbofan. URL consultato il 15 marzo 2011.
  4. ^ (EN) Globalsecurity.org, F118 Engine. URL consultato il 15 marzo 2011.
  5. ^ (EN) David Donald, U-2, The Second Generation, AIRtime, 2003, ISBN 1-880588-67-6.

Altri progetti[modifica | modifica sorgente]

Collegamenti esterni[modifica | modifica sorgente]

  • (EN) F118 sul sito GE Aviation, General Aviation. URL consultato il 13 marzo 2011.
  • (EN) F118, GlobalSecurity.org. URL consultato il 13 marzo 2011.