✖


Jump to content

Пратт и Уитни J58

(Перенаправлено с J-58 )

J58
Двигатель J58 на выставке в Музее авиации и космонавтики Эвергрин
Тип Турбореактивный двигатель
Национальное происхождение Соединенные Штаты
Производитель Пратт и Уитни
Первый запуск 1958
Основные приложения Локхид А-12
Локхид SR-71

Pratt & Whitney J58 (обозначение компании JT11D-20 ) — американский реактивный двигатель , который использовался на самолетах Lockheed A-12 , а затем на самолетах YF-12 и SR-71 . Это был форсажный турбореактивный двигатель с уникальной системой отвода компрессора к форсажной камере, которая обеспечивала повышенную тягу на высоких скоростях. Из-за широкого диапазона скоростей самолета двигателю требовалось два режима работы, чтобы разогнать его от неподвижного состояния на земле до скорости 2000 миль в час (3200 км/ч) на высоте. Это был обычный турбореактивный двигатель с дожиганием для взлета и разгона до 2 Маха, а затем использовался постоянный отбор воздуха из компрессора. [1] до форсажной камеры со скоростью выше 2 Маха. То, как двигатель работал на крейсерском режиме, привело к тому, что его можно было описать как «действующий как турбо прямоточный воздушно-реактивный двигатель ». [2] Его также описывали как турбо прямоточный воздушно-реактивный двигатель на основании неверных утверждений, описывающих турбомашину как полностью обходную. [3] [4]

Характеристики двигателя, которые на протяжении многих лет отвечали требованиям миссий ЦРУ и ВВС США, позже были немного улучшены для экспериментальных работ НАСА (перенос внешней полезной нагрузки на верхнюю часть самолета), что требовало большей тяги для борьбы с более высоким сопротивлением самолета. [5]

Разработка

[ редактировать ]

Происхождение

[ редактировать ]

J58, фирменное обозначение JT11, произошел от более крупного двигателя JT9 (J91). Это был JT9 в масштабе 3/4 с массовым расходом 300 фунтов/с (140 кг/с) по сравнению с 400 фунтов/с (180 кг/с). [2] JT11 был предложен ВМС США под обозначением J58. [2] Он также был предложен для различных самолетов ВМФ и ВВС, например, Convair F-106 , North American F-108 , Convair B-58C , Vought XF8U-3 Crusader III и North American A3J Vigilante , но ни одно из этих применений не последовало. [2]

J58 начал разработку для ВМС США. [6] для обеспечения запланированного [7] Martin P6M . Реактивная летающая лодка [8] P6M начал с двигателей Allison J71-A-4, а затем перешел на Pratt & Whitney J75 из-за задержек в разработке J58. После отмены P6M он был выбран для Convair Kingfish и для Lockheed A-12 , YF-12A и SR-71 . Другие источники связывают его происхождение с потребностью ВВС США в силовой установке для WS-110A, будущего XB-70 Valkyrie . [9]

Редизайн для Маха 3.2

[ редактировать ]
J58 на полном форсаже, с шокирующими ромбами

Аналитические расчеты характеристик оригинального J58 выявили три проблемы на скорости 2,5 Маха: «давление выхлопных газов было равно давлению на входе, компрессор находился в глубоком помпажном режиме, и в облицовку форсажной камеры не поступал холодный воздух, который мог бы расплавиться». [10]

Первая проблема была вызвана чрезмерными температурами нагнетания компрессора, которые не позволяли добавить в камеру сгорания двигателя достаточно энергии для обеспечения тяги газогенератора. Все давление, создающее тягу в реактивной трубе, исходило от плунжера, как и в прямоточном воздушно-реактивном воздушном двигателе, а не от газогенератора. Топливо для тяги можно было добавлять только в форсажной камере, которая стала единственным источником тяги двигателя. Скорость, при которой газогенератор не создавал тяги, была увеличена примерно с 2,5 Маха до примерно 3 Маха за счет запатентованных изменений в конструкции. При превышении этой скорости газогенератор станет тяговым объектом с коэффициентом давления 0,9 при скорости 3,2 Маха. [11] Даже минимальный форсаж не сможет сбалансировать сопротивление. Эффект качественно описал конструктор воздухозаборников Lockheed Дэвид Кэмпбелл: «...при минимальном форсаже двигатель будет тянуться по опорам двигателя при высоких числах Маха». [12]

Вторая проблема (глубокий помпаж компрессора) была вызвана тем, что компрессор пытался работать на слишком низкой скорректированной скорости в области его карты компрессора, известной как «нерасчетная». Третья проблема была вызвана охлаждением канала форсажной камеры слишком горячими выхлопными газами турбины.

Патент США 3344606 [13] описывает изменения в двигателе, которые расширили его возможности до 3,2 Маха. Они включали отвод 20% воздуха на входе в компрессор после 4-й ступени компрессора непосредственно в камеру дожигания через шесть внешних трубок. Это позволило компрессору работать должным образом с достаточным запасом по помпажу и увеличить поток воздуха в компрессор. Часть увеличенного потока покидала компрессор после 4-й ступени в виде байпаса в камеру дожигания, а часть выходила из последней ступени компрессора через ранее заглушенную зону. [13] Увеличенный поток воздуха дал большую тягу. Впускные направляющие лопатки были модифицированы с помощью закрылков на задней кромке, чтобы уменьшить флуктуацию лопастей и предотвратить усталостные разрушения лопастей. Камера дожигания охлаждалась отбираемым воздухом, который был на 400 ° F (220 ° C) холоднее, чем выхлопные газы турбины. Не весь кислород в отбираемом воздухе был доступен для сгорания, поскольку большая часть отбираемого воздуха направлялась в охлаждающий кожух перед попаданием в полость форсажной камеры для повторного нагрева. [13] Улучшенное охлаждение форсажной камеры позволило повысить температуру пламени, что обеспечило большую тягу.

Двигатель был полностью переработан, за исключением аэродинамических характеристик компрессора и турбины. [2] чтобы он мог надежно работать в течение длительных периодов времени при беспрецедентных температурах не только внутри двигателя, но и вокруг кожухов, где располагались органы управления, аксессуары, электропроводка, а также топливные и масляные трубки.

Начало

[ редактировать ]

За время эксплуатации самолетов A-12, YF-12 и SR-71 использовались два метода запуска: стартерная тележка AG330 с двумя двигателями Buick V8, приводящими в движение общий выходной вал, или сжатый воздух, приводящий в движение небольшой адаптер стартера. Метод воздушного запуска заменил громоздкие «Бьюики», когда стали доступны более качественные источники сжатого воздуха. [14]

Топливо

[ редактировать ]

Любой самолет, летящий со скоростью, в три раза превышающей скорость звука, находится в жесткой тепловой среде, как из-за фрикционного нагрева, так и из-за стагнационного напора. Топливо было единственным радиатором, доступным для самолета, и после поглощения 40 000 БТЕ / мин (700 кВт) [15] сохраняя все достаточно прохладным, от экипажа до указателя площади выхлопного сопла, топливо подавалось к форсункам при температуре 600 ° F (316 ° C). [16] Чтобы справиться с такими высокими температурами, новое топливо для реактивных двигателей пришлось разработать с низким давлением пара. Химический метод воспламенения топлива — триэтилборана (ТЭБ) — был разработан с учетом его низкой летучести. ТЭБ самопроизвольно воспламеняется при контакте с воздухом при температуре выше −5 °C. Двигатель и форсажная камера зажигались с помощью ТЭБ, а форсажная камера также имела каталитический воспламенитель, который светился в горячих выхлопах турбины. [17] Каждый двигатель имел герметичный бак с азотом объемом 600 см3. 3 (21,1 имп. жидких унций; 20,3 жидких унций США) TEB, достаточного как минимум для 16 запусков, перезапусков или включений форсажной камеры; это число было одним из ограничивающих факторов долговечности SR-71, поскольку после каждой дозаправки в воздухе приходилось повторно зажигать форсажные камеры. [18] Когда пилот перевел дроссельную заслонку из положения отсечки в положение холостого хода, топливо потекло в двигатель, и вскоре после этого в двигатель потекло прибл. 50 см 3 (1,8 имп. жидких унций; 1,7 жидких унций США) порция TEB была введена в камеру сгорания, где она самопроизвольно воспламенилась и зажгла топливо с зеленой вспышкой. Однако в некоторых случаях поток ТЭБ блокировался из-за коксовых отложений на сопле форсунки, что затрудняло попытки перезапуска. Заправка резервуара ТЭБ была опасной задачей; обслуживающий персонал был одет в серебряные пожарные костюмы. [19] И наоборот, заправка JP-7 была настолько безопасной, что во время заправки было разрешено некоторое техническое обслуживание самолета. Химическое зажигание было выбрано вместо обычного воспламенителя по соображениям надежности и для уменьшения механической сложности. Бак ТЭБ охлаждается обтекающим его топливом и содержит диск, который разрывается в случае избыточного давления, позволяя ТЭБ и азоту сбрасываться в камеру дожигания.

Один источник тепла требовал двухступенчатого восстановления. Перед входом в систему радиатора топлива воздух системы экологического контроля (ECS), выходящий из компрессора двигателя при температуре 1230 °F (666 °C), был настолько горячим, что набегающий воздух при температуре 760 °F (404 °C) [20] нужно было использовать в первую очередь. Топливо, поступающее из баков к двигателям, использовалось для охлаждения систем кондиционирования, гидравлической жидкости самолета , моторного масла , масла системы привода вспомогательных агрегатов, бака ТЭБ и магистралей управления исполнительным механизмом форсажной камеры. [21]

Материалы

[ редактировать ]

Разработка J58 включала в себя некоторые из наиболее сложных металлургических проблем, с которыми до сих пор сталкивалась компания Pratt & Whitney Aircraft, поскольку компоненты работали при беспрецедентных температурах, уровнях напряжения и долговечности. [22] [23] Новые технологии производства, а также новые сплавы улучшили механические свойства, и необходимо было разработать поверхностные покрытия для защиты компонентов.

Преждевременного растрескивания лопаток и лопаток турбины, изготовленных из традиционно отлитого (то есть равноосного) Mar-M200, самого прочного литого сплава на основе никеля, удалось избежать благодаря разработке направленно затвердевших деталей, отлитых из того же материала. Направленно затвердевший Mar-M200 стал самым прочным на сегодняшний день литым турбинным материалом и был внедрен в серийные двигатели. Монокристаллические лопатки турбины, отлитые из Mar-M200, обеспечивающие дальнейшее улучшение устойчивости к высоким температурам, также будут разработаны в ходе испытаний на двигателях J58. Waspaloy был наиболее широко используемым сплавом в двигателе: от важных высокоэнергетических вращающихся дисков компрессора до компонентов, изготовленных из листового металла. Хотя он использовался для дисков турбин других двигателей, он не обладал требуемыми свойствами для дисков турбины J58. Вместо этого использовался Astroloy , самый прочный из известных в то время на Западе суперсплавов на основе никеля. Первоначально сплав Waspaloy также использовался для корпуса диффузора, части, которая соединяет компрессор с камерой сгорания и содержит самое высокое давление в двигателе. Растрескивание сварного шва корпуса диффузора привело к появлению Inconel 718 для этой детали. На гильзу форсажной камеры было нанесено керамическое термобарьерное покрытие , которое вместе с охлаждающим воздухом из компрессора позволяло непрерывно использовать камеру дожигания. [24] с температурой пламени до 3200 °F (1760 °C). [11]

Повышение производительности для НАСА

[ редактировать ]

НАСА предоставило в аренду 2 самолета SR-71 для исследовательских работ. Один был модифицирован для летных испытаний ракетного двигателя Linear Aerospike и оснащен двигателями J58 с повышенной тягой. [5] Тяга двигателя была увеличена на 5%, чтобы компенсировать возросшее лобовое сопротивление самолета. Увеличение тяги произошло в результате нажатия дроссельной заслонки или повышения температуры выхлопных газов на 75 ° F (42 ° C). Увеличение было ограничено допустимым сокращением ресурса лопаток турбины второй ступени (ограничивающего ресурса) с 400 до 50 часов. Те же исследования по увеличению тяги, которые использовались в этой работе, также рассматривали дополнительные 5% тяги за счет дополнительного топлива форсажной камеры, которое стало возможным благодаря впрыску окислителя ( закиси азота ). Скорость подачи закиси азота была бы ограничена термическим дросселированием сопла. [25]

Наследие

[ редактировать ]

По состоянию на 2021 год J58 — единственный известный авиационный двигатель, предназначенный для непрерывной работы на максимальном форсажном режиме в крейсерском режиме с большим числом Маха. [12] [26] Опыт J58 широко использовался в предложении двигателя JTF17 для SST со скоростью 2,7 Маха из-за значительного времени полета на скорости 2,7 Маха и выше. Он также использовался в последующих двигателях, разработанных Pratt & Whitney, как коммерческих, так и военных. Следующий двигатель форсажной обработки, TF30 , установленный на F-111, использовал установленное на планере вторичное сопло со свободно плавающими закрылками, аналогичное тому, которое использовалось на SR-71. [27]

Выбросы J58 были измерены в рамках эксперимента НАСА по стратосферному следу, в ходе которого изучалось воздействие на окружающую среду использования реактивных двигателей с дожиганием для сверхзвуковых транспортных средств. Двигатель испытывался в барокамере на максимальном режиме полного форсажа на скорости 3,0 Маха и высоте 19,8 км. [28]

Дизайн

[ редактировать ]

Современные компрессорные решения для полета со скоростью 3 Маха

[ редактировать ]

Альтернативные решения по борьбе с неблагоприятным воздействием высокой температуры на входе на аэродинамические характеристики компрессора были отвергнуты патентообладателем Pratt & Whitney Робертом Абернети. [13] Одно из таких решений было использовано в современной инсталляции. В GE YJ93/ XB-70 использовался компрессор с регулируемым статором, чтобы избежать остановки передней ступени и засорения задней ступени. [29]

Другое возможное решение - предкомпрессорное охлаждение - использовалось в МиГ-25 двигателях Р-15 . Вода/метанол впрыскивался из распылительной мачты перед компрессором для снижения температуры на впуске на короткое время при максимальной скорости. [30] Предкомпрессорное охлаждение было также предложено для разведывательного самолета Phantom со скоростью 3 Маха. [31] со скоростью 3+ Маха и проект F-106 RASCAL . [32]

Проектирование двигательной установки

[ редактировать ]
Работа воздухозаборника и сопла, показывающая поток воздуха через гондолу

Двигательная установка состояла из воздухозаборника , двигателя, мотогондолы или вторичного воздушного потока и эжекторного сопла ( метирующего сопла ). [12] Распределение тяги между этими компонентами менялось в зависимости от скорости полета: при 2,2 Маха воздухозаборник 13% – двигатель 73% – эжектор 14%; при скорости 3,0+ Маха впуск 54% – двигатель 17,6% – эжектор 28,4%. [12]

Впуск

[ редактировать ]

Воздухозаборник должен был подавать в двигатель воздух с приемлемыми потерями давления и искажениями. Это необходимо было делать в любых условиях полета. [33]

Воздушный поток гондолы и сопло эжектора

[ редактировать ]

Эжекторное, или вторичное, сопло выполняло функцию, обратную входному соплу , ускоряя выхлоп турбины примерно со скорости 1,0 Маха, когда он покидал главное сопло, обратно до 3 Маха. [34] Скорость выхлопа 3 Маха выше скорости полета 3 Маха из-за гораздо более высокой температуры выхлопа. Воздушный поток гондолы от воздухозаборника контролировал расширение горячего выхлопа двигателя в сопле эжектора. [35] Этот воздух обтекал двигатель и служил также для охлаждения горячих внешних частей двигателя и удаления горючих смесей в случае утечки топлива или масла в гондоле.

Варианты

[ редактировать ]
ДЖТ11-1
Предлагаемая версия с массой 26 000 фунтов. тяга на форсаже; Возможность рывка на скорости 3 Маха. [2]
ДЖТ11-5А
Предлагаемая версия с массой 32 800 фунтов. тяга на форсаже; Способность развивать скорость 3+ Маха. [2]
ДЖТ11-7
Предлагаемая версия с массой 32 800 фунтов. тяга с форсажной камерой; Способность развивать скорость 4 Маха. [2]
ДЖТ11Д-20
(J58-P-4) Серийная версия SR-71. [2]
J58-P-2
предложен для истребителя ВМС США, отменен в середине 1959 года. [2]
J58-P-4

Приложения

[ редактировать ]

Технические характеристики (JT11D-20)

[ редактировать ]
Вид спереди на J58, выставленный в Имперском военном музее Даксфорд , Кембриджшир, Великобритания, рядом с Lockheed SR-71A Blackbird.

Данные авиационных двигателей мира 1966/67 г., [36] Двигатели Пратта и Уитни: техническая история, [2] Технические характеристики военного турбореактивного двигателя/ТРДДД, [37] [38]

Общие характеристики

  • Тип: дожига турбореактивный двигатель с перепускным каналом от компрессора
  • Длина: 180 дюймов (4600 мм) (дополнительно 6 дюймов (150 мм) при макс. температуре)
  • Диаметр: 50 дюймов (1300 мм)
  • Сухой вес: ок. 6000 фунтов (2700 кг)

Компоненты

  • Компрессор: 9-ступенчатый, осевой поток
  • Камеры сгорания : 8 трубчатых горелок в кольцевом кожухе сгорания.
  • Турбина : двухступенчатая с осевым потоком
  • Тип топлива: JP-7 , JP-4 или JP-5 для экстренной дозаправки с любого танкера ( Маха ) ограничение 1,5
  • Масляная система: система возврата распыления под давлением с масляным радиатором с топливным охлаждением.

Производительность

См. также

[ редактировать ]

Сопоставимые двигатели

Связанные списки

Ссылки

[ редактировать ]
  1. ^ «Как работает отбор воздуха» . Национальный музей ВВС. 15 декабря 2016 г.
  2. ^ Jump up to: а б с д и ж г час я дж к Коннорс, Джек; Аллен, Нед (2010). Двигатели Пратта и Уитни: техническая история . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. стр. 321–333. ISBN  9781-60086-711-8 .
  3. ^ Достижения в области двигательной техники для высокоскоростных самолетов (Технический отчет). РТО-АВТ-ВКИ Цикл лекций. Том. I. Бельгия: Институт гидродинамики фон Кармана. 12 марта 2007 г. с. 5.
  4. ^ Смит, Кларенс Л. «Келли»; Джонсон, Мэгги (1989). Келли: Больше, чем моя доля всего этого . США: Издательство Смитсоновского института. п. 145. ИСБН  0-87474-491-1 .
  5. ^ Jump up to: а б Корда, Стивен; Нил, Брэдфорд А.; Моес, Тимоти Р.; Кокс, Тимоти Х.; Монаган, Ричард К.; Фёлкер, Леонард С.; Корпенинг, Гриффин П.; Ларсон, Ричард Р.; Пауэрс, Брюс Г. (сентябрь 1998 г.). «Летные испытания эксперимента Linear Aerospike SR-71 (LASRE)» (PDF) . НАСА . Проверено 2 мая 2020 г.
  6. ^ «Информационные бюллетени: Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney J58» . Национальный музей ВВС США . Проверено 2 июля 2024 г.
  7. ^ «Взгляд на Pratt & Whitney J-58JT11D-20» . Атомные тостеры. 2012. Архивировано из оригинала 24 ноября 2012 года. {{cite web}}: CS1 maint: неподходящий URL ( ссылка )
  8. ^ «Мартин П6М Симастер» . Интернет-музей истории авиации. 12 апреля 1997 года . Проверено 2 мая 2020 г.
  9. ^ Гудолл, Джеймс; Миллер, Джей (2002). Семейство самолетов Lockheed SR-71 «Blackbird» A-12, F-12, M-21, D-21, SR-71 . Хинкли, Англия: Издательство AeroFax-Midland Publishing. ISBN  1-85780-138-5 .
  10. ^ Абернети, Роберт (26 марта 2004 г.). Еще никогда не рассказанные истории о Пратте и Уитни . Представлен Roadrunners и J58 Reunion.
  11. ^ Jump up to: а б Закон, Питер (2013). Силовая установка SR-71 Двигатель P&W J58 (JT11D-20) . Проверено 18 января 2020 г.
  12. ^ Jump up to: а б с д Кэмпбелл, Дэвид Х (ноябрь 1974 г.). «Эффективность и развитие силовой установки самолета серии F-12». Журнал самолетов . II (11).
  13. ^ Jump up to: а б с д США 3344606 , Роберт Б. Абернети, «Восстановление отвода воздуха турбореактивного двигателя», опубликовано 3 октября 1967 г.  
  14. ^ Грэм, Ричард Х. (2008). Летал на SR-71 Blackbird . Зенит Пресс. п. 89. ИСБН  978-0-7603-3239-9 .
  15. ^ Рич, Бен Р. (июль 1974 г.). «Аэродинамический и термодинамический дизайн самолетов серии F-12 в ретроспективе». Журнал самолетов . II (7): 401. дои : 10.2514/3.60356 .
  16. ^ Джонсон, Кларенс Л. (июль – август 1970 г.). «Некоторые аспекты разработки самолета-перехватчика YF-12A». Журнал самолетов . 7 (4): 355. дои : 10.2514/3.44177 .
  17. ^ Грэм, Ричард Х. (1998). SR-71 раскрыл внутреннюю историю . Зенит Пресс. п. 49. ИСБН  978-0-7603-0122-7 .
  18. ^ «Архивная копия» . Архивировано из оригинала 15 июля 2003 года . Проверено 15 июля 2003 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
  19. ^ Шафер, Мэри (20 марта 1996 г.). «СР71» . Проверено 18 января 2020 г. - из архива.
  20. ^ Закон, Питер (2005). SR-71 Вклад и кредиты на развитие системы экологического контроля (PDF) . Проверено 12 января 2020 г.
  21. ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71, 1989 г. , с. 1-58.
  22. ^ Предложение по двигателю для этапа III программы развития сверхзвукового транспорта. том III Технический/Двигатель. Отчет F. Технологии изготовления и материалы (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 года . Получено 18 января 2020 г. - из Интернет-архива.
  23. ^ Предложение по двигателю для этапа III программы развития сверхзвукового транспорта. том III. Технический/Двигатель. Отчет Б. Проектирование двигателя (Технический отчет). Пратт и Уитни. Сентябрь 1966 года . Проверено 3 мая 2020 г. - из Интернет-архива.
  24. ^ Миллер, Роберт А. (март 2009 г.). История теплозащитных покрытий для газотурбинных двигателей с акцентом на роль НАСА с 1942 по 1990 год (Технический отчет). НАСА. 20090018047 . Проверено 3 мая 2020 г.
  25. ^ Коннорс, Тимоти Р. (июнь 1997 г.). «Прогнозируемые характеристики самолета SR-71 с повышенной тягой и внешней полезной нагрузкой» (PDF) . НАСА . Проверено 2 мая 2020 г.
  26. ^ «SR-71 Blackbird — икона холодной войны» . Имперские военные музеи . 3 ноября 2021 г. . Проверено 23 января 2023 г. - через YouTube.
  27. ^ Уитфорд, Рэй (1987). Дизайн для воздушного боя . Издательская компания Джейн с ограниченной ответственностью. п. 207. ИСБН  0-7106-0426-2 .
  28. ^ Холдеман, Джеймс П. (1976). Измерение выбросов выхлопных газов двух двигателей J-58 в моделируемых условиях сверхзвукового крейсерского полета (PDF) (Технический отчет). США: НАСА . Проверено 20 декабря 2021 г.
  29. ^ Гессен, Уолтер Дж.; Мамфорд, Николас VS (1964). Реактивное движение для аэрокосмических применений (2-е изд.). Издательская корпорация Питман. п. 377. АСИН   B000VWK6CE .
  30. ^ Журнал Air International, ноябрь 1979 г., стр.250.
  31. ^ http://aviationtrivia.blogspot.com.au/2012/07/the-mach-3-phantom.html «Хвосты во времени» Дж. П. Сантьяго Среда, 18 июля 2012 г. «Фантом со скоростью 3 Маха»
  32. ^ «F-106 Delta Dart — проект RASCAL» . Архивировано из оригинала 16 января 2014 года . Проверено 14 января 2014 г.
  33. ^ США 3477455 , Дэвид Х. Кэмпбелл, «Сверхзвуковой воздухозаборник для реактивных двигателей», опубликовано 11 ноября 1969 г.  
  34. ^ Закон, Питер. Двигатель (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2 октября 2012 года . Проверено 18 января 2020 г.
  35. ^ «AIAA 2003–0185. Расширительное сопло с аэродинамическим управлением для самолетов STOVL» (PDF) . uta.edu . Январь 2003 года . Проверено 17 июля 2023 г.
  36. ^ Уилкинсон, Пол Х. (1966). Авиационные двигатели мира 1966/67 (21-е изд.). Лондон: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd., с. 103.
  37. ^ «Технические характеристики военных турбореактивных/турбореактивных двигателей» . www.jet-engine.net . Проверено 2 января 2018 г.
  38. ^ Грэм, Ричард Х. (1996). SR-71 раскрыл: подноготную . Оцеола, Висконсин, США: Международное издательство Motorbooks. п. 46 . ISBN  978-0-7603-0122-7 .
  39. ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71, 1989 г. , с. 1-7.
  40. ^ Руководство по летной эксплуатации SR-71, 1989 г. , с. 1-4.
  41. ^ Тимоти Р. Коннерс (июнь 1997 г.). «Прогнозируемые характеристики самолета SR-71 с повышенной тягой и внешней полезной нагрузкой» (PDF) . НАСА . Проверено 17 июля 2023 г.

Библиография

[ редактировать ]
[ редактировать ]
Викискладе есть медиафайлы по теме Pratt & Whitney J58 .
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Pratt_%26_Whitney_J58&oldid=1239181116"
Arc.Ask3.Ru: конец переведенного документа.
Arc.Ask3.Ru
Номер скриншота №: c183c8b1725569825e7ae66f52bfc73b__1723048500
URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/c1/3b/c183c8b1725569825e7ae66f52bfc73b.html
Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1:
Pratt & Whitney J58 - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)