General Electric CF700

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General Electric CF700
Descrizione
CostruttoreStati Uniti General Electric
Tipoturboventola
Ventola1 stadio montato nella parte posteriore del motore
Compressoreassiale a 8 stadi
Turbina2 stadi di alta pressione più uno stadio di bassa pressione
Dimensioni
Lunghezza1,36 m (53,56 in) esclusi accessori motore
Larghezza0,84 m (33,10 in) esclusi accessori motore
Peso
A vuoto376 kg (829 lb)
Prestazioni
Spinta20 kN (4 500 lbf)
Rapporto di diluizione2:1
CombustibileCherosene
UtilizzatoriDassault Falcon 20
North American Sabreliner
Note
dati riferiti al CF700-2D-2 [1]
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Il General Electric CF700 (o TF37 secondo la denominazione militare) è un motore aeronautico turboventola sviluppato dalla General Electric sulla base del turbogetto CJ610.

Storia[modifica | modifica wikitesto]

Il CF700 venne sviluppato per l'impiego sul North American Sabreliner 75A ed il Dassault Falcon 20. Il CF700-2B è stato il primo turbofan ad essere certificato per l'uso civile dalla FAA nel settembre del 1963.[1][2] Ad oggi sono ancora 265 i velivoli di 120 operatori nel mondo ad essere spinti da un CF700 e, dalla sua introduzione, è rimasto in servizio complessivamente per più di dieci milioni di ore.[2]

Un CF700 venne anche utilizzato a bordo del veicolo di atterraggio lunare di ricerca utilizzato nell'ambito del programma Apollo per i test di allunaggio.

Tecnica[modifica | modifica wikitesto]

Il motore condivideva con il CJ610 gli otto stadi di compressore a flusso assiale, la camera di combustione di tipo anulare e due stadi di turbina collegati da un albero al compressore. In più era montato, su un altro albero posto nella parte posteriore del motore, un singolo stadio composto di turbina e fan in modo da aumentare l'efficienza del motore.[1]

Questo modo relativamente semplice di introdurre uno stadio di fan in un motore turbogetto aveva però come effetto negativo il grande stress termico che si veniva a creare sull'assieme turbina/fan tra la zona della turbina, a contatto con i gas di scarico caldi, e i componenti del fan, immersi nel flusso freddo. A causa di questo problema, la configurazione con fan posteriore non ebbe molto seguito.[3]

Versioni[modifica | modifica wikitesto]

  • CF700-2B - prima versione, certificata il 18 settembre 1963[1]
  • CF700-2C - installato sul Dassault Falcon 20C da 18,68 kN (4 200 lbf) di spinta
  • CF700-2D - installato sul Dassault Falcon 20D. Evoluzione del -2C con turbina migliorata e spinta incrementata a 19,24 kN (4 325 lbf)
  • CF700-2D-2 - installato sul Dassault Falcon 20E e North American Sabreliner 80. Evoluzione del -2D con zona di scarico più grande e spinta aumentata a 20 kN (4 500 lbf)[1]

Note[modifica | modifica wikitesto]

  1. ^ a b c d e FAA, TYPE CERTIFICATE DATA SHEET E7EA (PDF), 2008.
  2. ^ a b Pagina web del costruttore, su geae.com. URL consultato l'8 febbraio 2011.
  3. ^ Hünecke, pag. 117.

Bibliografia[modifica | modifica wikitesto]

  • (EN) Bill Gunston, World Encyclopedia of Aero Engines, 5th Edition, Phoenix Mill, Gloucestershire, England, UK, Sutton Publishing Limited, 2006, ISBN 0-7509-4479-X.
  • (EN) Klaus Hünecke, Jet engines: fundamentals of theory, design, and operation, Osceola, USA, Motorbooks International, 1997, ISBN 0-7603-0459-9.

Voci correlate[modifica | modifica wikitesto]

Collegamenti esterni[modifica | modifica wikitesto]