General Electric GE4

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General Electric GE4
Descrizione
Costruttore Stati Uniti General Electric
Tipo turbogetto
Compressore assiale a 9 stadi
Turbina 2 stadi di alta pressione più uno stadio di bassa pressione
Dimensioni
Lunghezza 8,331 m (328 in)
Diametro 1,8 m (71 in)
Rap. di compressione 12,5:1
Peso
A vuoto 5 125 kg (11 300 lb)
Prestazioni
Spinta 222 kN (50 000 lbf), 281 kN (63 200 lbf) con postbruciatore
Combustibile JP-4
Utilizzatori Boeing 2707
Note
fonte [1]
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Il General Electric GE4 era un motore aeronautico turbogetto progettato dalla General Electric alla fine degli anni sessanta per il velivolo da trasporto supersonico Boeing 2707.

Storia del progetto[modifica | modifica sorgente]

Il programma statunitense per un velivolo da trasporto supersonico con velocità di crociera superiore a Mach 2 venne lanciato nel 1963. Questo velivolo avrebbe dovuto essere in grado di trasportare 300 passeggeri su tratte intercontinentali e competere con gli analoghi programmi del consorzio anglo-francese Concorde ed il sovietico Tupolev Tu-144. Venne deciso di assegnare lo sviluppo della cellula del velivolo alla Boeing ed i motori alla General Electric quando, nel frattempo, i programmi europei e sovietici erano già passati alla fase di test in volo supersonico. Per lo sviluppo del motore venne stabilita una compartecipazione finanziaria tra la Federal Aviation Administration e la General Electric e, nel settembre del 1968, il prototipo raggiunse durante una prova al banco i 218 kN (63 200 lbf) di spinta, un risultato fino ad allora mai ottenuto da un motore aeronautico a turbina.[2] Pochi anni dopo, nel 1971, a causa degli alti costi e dei dubbi sulla sostenibilità dell'impatto ambientale uniti all'incognito ritorno economico, il Congresso degli Stati Uniti cancellò il programma.[3].

Tecnica[modifica | modifica sorgente]

Il motore era basato in gran parte sull'esperienza ottenuta con il J93 (installato sul bombardiere North American XB-70) ed il J79.

La presa d'aria era di tipo assialsimmetrico, con una spina centrale che, muovendosi in senso longitudinale congiuntamente a delle paratie mobili, variava la geometria a valle della gola regolandola alle condizioni richieste dal flusso di aria in ingresso al compressore. In più un sistema di controllo dello strato limite assicurato dall'opportuna aspirazione dello strato limite consentiva di mantenere la stabilità delle onde d'urto nel flusso d'aria garantendo un buon rendimento nel processo di diffusione.[4]

Il compressore a flusso assiale aveva 9 stadi (con statori a geometria variabile) collegati da un unico albero a due stadi di turbina assiale. La camera di combustione era di tipo anulare. Il postbruciatore aveva integrato un sistema per la soppressione del rumore e gli inversori di spinta integrati nell'ugello a geometria variabile.[2]


Voci correlate[modifica | modifica sorgente]

Note[modifica | modifica sorgente]

  1. ^ Aircraft engines of the world, Paul H. Wilkinson, 1970. ISBN 0-911710-24-8
  2. ^ a b Flight International
  3. ^ (EN) Smithsonian Institution. URL consultato il 27 giugno 2012.
  4. ^ (EN) Boeing's latest SST proposal in flightglobal.com. URL consultato il 27 giugno 2012.