Kraków 2017-01-14
Silniki turbo-wentylatorowe
Silniki turbo-wentylatorowe to nowy rodzaj silników turbo-odrzutowych, które wywodzą się bezpośrednio z silników dwu-przepływowych i dwu-wałowych. Silniki te charakteryzują się dużym stosunkiem przepływu powietrza zimnego do gorącego. Z aerodynamicznego punktu widzenia silnik turbo-wentylatorowy jest silnikiem turbo-śmigłowym, którego śmigło zostało otunelowane. To wentylator w silniku turbo-wentylatorowym daje 80-85 % ciągu, a gazy wylotowe z gorącego przepływu zaledwie 15-20 %. Różnica między napędem turbo-wentylatorowym, a turbośmigłowym jest tak, że te pierwsze zapewniają znacznie wyższą prędkość przelotową i osiągają większy pułapu.
Historia silników turbo-wentylatorowych rozpoczęła się z początkiem 60-lat XX wieku, kiedy nie do końca wiedziano jak będzie rozwijało się lotnictwo. Wyraźnie rysowały się dwa kierunki rozwoju: szybsze (prędkość naddźwiękowa, Ma > 2) lub większe (duża wielkość i masa, ponad 200 000 kg masy startowej). W tym czasie USAF stwierdziła, że tyle co opracowany samolot Lockheed C-141 Starlifter jest niewystarczający dla potrzeb wojska. Czyli kierunek duża wielkość i masa ładunku. Ogłoszono program CX-X (późniejszy Lockheed C-5 Galaxy). Technika pozwalała już na budowę samolotów z kadłubami o średnicy 5 m i masie całkowitej ponad 250 000 kg. Brakowało jednak odpowiednich silników. Najlepsze wówczas silniki TF33-P-7 (rozwojowe JT3D) miały ciąg 21 000 lbf (93,41 kN) używane w transportowym Lockheed C-141 Starlifter, były dla nowej maszyny za słabe. Samolot musiałby ich mieć 6-8 sztuk. Firma General Electric Aviation podjęła wyznanie zbudowania wielkiego silnika.
General Electric TF39/CF6. 1964 rok.
Tak narodził się silnik General Electric TF39, który do lotnictwa cywilnego trafił pod oznaczeniem CF6. Na jego bazie powstała także turbina do napędu statków morskich oznaczona General Electric LM2500 oraz do innych zastosowań przemysłowych. Pierwsze uruchomienie silnika General Electric TF39 nastąpiło w 1964 roku. Kontrakt na produkcję seryjną silników zawarto w 1965 roku.
Sprawa obliczeń technicznych projektu przyszłego silnika o tyle była prosta, że samolot miał latać na prędkościach przelotowych rzędu Ma-0,80-0,85 i pułapach 9 000 – 11 000 m. Nie przewidywano znacznej dynamiki zmian parametrów lotu. W trakcie prac projektowych skupiono się na osiągnięciu ciągu rzędu 43 000 lfb (191,27 kN, 19 504,47 kG). W stosunku do typowych już wówczas silników dwuprzepływowych drastycznie zwiększono stosunek dwuprzepływowy, który doprowadzono do stosunku 8:1. Sprężarka daje kompresję 25:1. Temperatura na wlocie do turbiny osiągnęła wartość rzędu 1 370 stopni C. Stało się to możliwe dzięki zastosowaniu chłodzenia łopatek turbiny poprzez wewnętrzny przepływ powietrza przez wnętrze łopatki. Silnik General Electric TF39/CF6 pozwolił na obniżenie zużycia paliwa o 25 %.
W 1965 roku, silnik odbył testy w powietrzu. Silnik TF39 zamontowano na bombowcu Boeing B-52 E (NR 57-0119) umieszczając go w miejscu silników Nr 5 i 6. Później zamontowano silniki na samolocie Lockheed C-5A. Między 1968-1971 rokiem zbudowano 463 silniki TF39 w wersjach TF39-GE-1 i TF39-GE-1A. Ciąg silnika w zależności od wersji wynosi od 41 000 lfb (182,38 kN, 18 597,29 kG) do 43 000 lfb (191,27 kN, 19 504,47 kG).
Silnik General Electric TF39-GE-1 stał się przełomowy dla transportu lotniczego, przede wszystkim dlatego, że pozwolił uzyskać dwukrotny przyrost mocy przy jednocześnie znacznym obniżeniu jednostkowego zużycia paliwa. Firma General Electric zastosowała w silniku wszystkie swoje poprzednie przełomowe innowacje: Ruchome kierownice aerodynamiczne między stopniami sprężarki (silnik J79 / CF805). Kaskadowy (Cascade-typ) odwracacz ciągu (z silnika CJ805). Nowy kształt łopatek wentylatora wzorowany na łopatkach pierwszego stopnia sprężarki w silniku YJ93 z bombowca XB-70. Chłodzenie łopatek turbiny (pierwszy raz użyte w silniku J93, który napędzał samolot XB-70).
Chłodzenie łopatek turbiny pozwala na utrzymywanie wyższej temperatury w komorze spalania. Czym wyższa temperatura gazów tym większa sprawność układu. Chłodzenie łopatek turbiny zrealizowano przez wykonanie w jej wnętrzu kanałów. Pierwsze łopatki wykonywano z jednego kawałka metalu w którym drążono otwory. Z czasem łopatki zaczęto wykonywać z dwóch kawałków metalu, odpowiednio ukształtowanych, złączonych w wysokiej temperaturze. Powietrze przez łopatki przepływa od środka, z wnętrza tarczy.
Konwencjonalny już dzisiaj silnik turbo-wentylatorowy w środowisku konstruktorów jest określany jako T-stage. Wynika to z wyglądy niskoprężnego układu, który w wyglądzie z boku przypomina literę T. W prostych, schematycznych rysunkach układ niskiego ciśnienia jest tak właśnie rysowany – w postaci pochylonej litery T.
W pierwszych wersjach silnika General Electric TF39 / CF6 wentylator wytwarzał około 75 % ciągu. Pozostałe 25 % wytwarzał układ odrzutu z układu gorącego. Zwiększenie średnicy wentylatora stało się podstawowym sposobem zwiększania ciągu silnika. Lecz zwykłe powiększenie średnicy powodowało obniżenie prędkości obrotowej całego układu. Aby temu zaradzić zaczęto dodawać kolejne stopnie na turbinie niskiego ciśnienia. Gazy wylotowe mają jeszcze energię, aby ją oddać turbinie. Układ gazo-dynamiczny spowodował, że kolejne stopnie turbiny mają większą średnicę.
Początkowo konstruktorzy mieli problem z wpadaniem łopatek wentylatora w niepożądane drgania, trzepotanie. Pierwszym sposobem było wykonanie dodatkowego pierścienia usztywniającego. Ostatecznie wprowadzono inny kształt łopatek wentylatora, który wyeliminował zjawisko trzepotania. Ponieważ konstruktorzy dążyli do zbudowania konstrukcji w miarę nie skomplikowanej, dlatego zrezygnowano z kierownic aerodynamicznych na wlocie. Tak jak to jest w typowym silniku turboodrzutowym, dwuprzepływowym. Zastosowano natomiast liczne nieruchome kierownice aerodynamiczne za wentylatorem. Osobne dla obiegu zimnego i osobne dla obiegu gorącego.
Wentylator silnika TF39 bazował na pracach prowadzonych przez General Electric na przełomie 50/60-lat przy programach samolotów pionowego startu. Między innymi przy programie samolotu XV-5 Vertifan, który do napędu wykorzystywał silnik J79 wyposażony w przekładnię do napędzania wentylatorów nośnych. Była to koncepcja zwana Lift-fan. Średnica wentylatora wynosiła 80 in. Przystępując do programu CX-X firma General Electric przedstawiła pracujący demonstrator, który oznaczono GE1/6 o ciągu 15 830 lfb (70,42 kN).
Dane silnika General Electric TF39: średnica wentylatora 97 in (2,46 m). Długość silnika 312 in (7,92 m). Masa kompletnego silnika wynosi 3 630 kg (8 000 lb). Silnik składa się z wentylatora + 1-stopień na układzie gorącym (często określane jako 1 ½ wentylatora), 16-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia, pierścieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia, 6-stopniowa turbina niskiego ciśnienia. Silnik posiada kaskadowy odwracacz ciągu. Zużycie paliwa 1,7075 kg/s. Stosunek ciągu do masy: 5,4: 1. Na pierwszych stopniach sprężarki wysokiego ciśnienia zamontowano ruchome, regulowane kierownice aerodynamiczne.
General Electric CF6. 1971 rok.
Rozwinięciem silnika General Electric TF39 stał się silnik komercyjny General Electric CF6. Jego pierwsze uruchomienie nastąpiło w 1971 roku. Trafił jako napęd do samolotów B747, B767, DC-10, A300, A310, A330 i innych. Powstała cała rodzina silników CF6, z której rozwinęły się kolejne generacje silników turbo-wentylatorowych.
Pod koniec 60-lat firma General Electric Aviation zaoferowała wersje cywilne silnika TF39/CF6 dla samolotów komercyjnych. Zainteresowanie wykazały firmy McDonnell Douglas dla samolotu DC-10 oraz firma Lockheed dla samolotu L-1011. Ta druga firma, ostatecznie dla swoich maszyn wybrała konkurencyjny silnik Rolls-Royce RB211. Silnik CF6-GE trafił także do napędu samolotu B747. Nieco później do samolotów B767, A300, A310, A330 i B767, oraz wersji rozwojowej DC-10 samolotu MD-11. Jako pierwszy do produkcji seryjnej wszedł silnik w wersji CF6-GE-6. Silnik dokonał znacznej rewolucji w transporcie komercyjnym. Pozwolił na budowę samolotów zabierających na pokład nawet 400 pasażerów i dysponujących znacznym zasięgiem.
Silniki CF6 są eksploatowane według stanu technicznego. Dlatego, co jakiś czas NTSB wydaje zalecenia szczególnej kontroli niektórych podzespołów silnika. Tak było w 2000 roku i w 2010 roku. Silnik CF6 zanotował na swoim kącie także czarne karty. Pierwsza została zapisana w 1973 roku, kiedy to wentylator silnika rozsypał się. Do większej tragedii doszło w 1989 roku, kiedy doszło do katastrofy lotu United Airlines 232 (awaryjne lądowanie w Sioux City, samolot DC-10-10).
Budowa silnika General Electric CF6: wentylator, 16-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia, komora spalania pierścieniowa, 2-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia, 5-stopniowa turbina niskiego ciśnienia, dysza wylotowa gorącego przepływu. Silnik wyposażono w odwracacz ciągu. Wentylator ma średnicę 86,4 in (2,1945 m). Mniejsza średnica wynikła z konieczności pomieszczenia silnika w samolotach z układem dolnopłata. Wentylator ma wydajność przepływu powietrza 590 kg/s. Spręż całkowity silnika wynosi 24,3:1. Ciąg startowy podstawowej wersji silnika CF6-GE-6 wynosi 41 500 lfb (184,60 kN, 18 824,08 kG). W stosunku do silnika General Electric TF39 silnik General Electric CF6 ma kilka istotnych zmian.
Kolejnym silnikiem serii CF6 stał się silnik CF6-GE-50, który w rzeczywistości był rozwinięciem turbiny do zastosowań przemysłowych LM5000, zbudowanej na bazie CF6-GE-6. Nowy silnik CF6-GE-50 powstał specjalnie dla długodystansowej wersji samolotu DC-10-30. Celem było zwiększenie ciągu do 51000 lfb - 54000 lfb (226,86 kN - 240,20 kN).
Idea zwiększenia ciągu nie była taka prosta. Nie można było zwiększyć temperatury na wlocie do turbiny bez końca. W dodatku należało zachować podstawowy wymiar średnicy wentylatora, aby silnik zmieścił się w typowej gondoli silnika CF06-GE-6. Firma General Electric Aviation zdecydowała się na kosztowne rozwiązanie, którego celem było zwiększenie kompresji sprężarki do 30:1. Osiągnięto to poprzez usuniecie dwóch ostatnich stopni sprężarki wysokiego ciśnienia i w powstałą w ten sposób przestrzeń dodano dwa dodatkowe stopnie sprężarki niskiego ciśnienia. W efekcie przepływ powietrza przez wentylator wzrósł do 660 kg/s, a kompresja doszła do 29,3:1. (Przy tej samej średnicy wentylatora 86,4 in). Silnik uzyskał zakładany ciąg 51 000 lfb (226,86 kN).
Silnik CF6-GE-50 uruchomiono w 1969 roku. Trafił do samolotów DC-10, B747, A300 i do prototypu Boeing YC-14. Silnik CF6-GE-50 jako General Electric F103 trafił do samolotów USAF: KC-10 oraz Boeing E-4.
Dane silnika General Electric CF6-GE-50: długość 4,65 m (183 in), średnica 2,67 m (105 in), masa całkowita 4067 kg - 4104 kg (8 966 – 9 047 lb). Silnik składa się z wentylatora, 3-stopniowej sprężarki niskiego ciśnienia, 14-stopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny wysokiego ciśnienia, 4-stopniowej turbiny niskiego ciśnienia. Ciąg 52 500 lbf – 61 500 lbf (233,53 kN - 273,57 kN). Kompresja sprężarki 29,2:1 – 31,1:1. Stosunek ciągu do masy 5,6:1 – 6:1. Silnik CF6-GE-50 z obniżonym o 10 % ciągiem został oznaczony jako CF6-GE-45 i oferowany samolotom na krótszych dystansach.
Ostatnią podrodziną silników CF6 była seria CF6-GE-80. Celem było osiągnięcie ciągu rzędu 48 000 lfb – 75 000 lfb (213,51 kN - 333,62 kN). Chciano to osiągnąć poprzez zwiększenie kompresji.
Pierwszym w podrodzinie był CF6-GE-80A o ciągu 48 000 lfb (213,51 kN). Posłużył do napędy B767 (1982 rok), A310 (1983 rok). Były to pierwsze silniki, które umożliwiły dwusilnikowym samolotom uzyskać możliwość lotów typu ETOPS.
Słowo ETOPS jest akronimem słów Extended Operations, w wolnym tłumaczeniu – przedłużona operacja. Loty ETOPS to takie w których do najbliższego lotniska jest ponad 60 minut lotu. Jednym słowem chodziło o zdolność do jak najdłuższego utrzymania się w powietrzu z jednym pracującym silnikiem. Nad lądem nie miało to większego znaczenia. Ale nad oceanem już tak. Wymógł był taki, aby przy jednym pracującym silniku samolot do najbliższego lotniska nie miał dalej niż 60 minut lotu. Nad Oceanem Atlantyckim było to niemożliwe. Dlatego samoloty miały 3 lub 4 silniki. Samolot B767 był pierwszym, który z dwoma silnikami CF6 bez problemy mógłby pokonywać Ocean Atlantycki. Ale nie pozwalały na to przepisy, bo samolot leciałby w strefie ETOPS. Dlatego zaczęto wydawać certyfikaty dla samolotów dwusilnikowych, który na jednym silniku są w stanie utrzymać się 120 lub 180 minut. Ten przepis pozwolił na loty przez Ocean Atlantycki i Pacyfik samolot dwusilnikowym.
Silnik CF6-GE-80A ma ciąg 48 000 lfb (213,51 kN). Średnica wentylatora bez zmian (86,4 in). Przepływ powietrza 651 kg/s. Kompresja 28:1.
Silnik CF6-GE-80C ma większy wentylator 93 in (2,3622 m). Przepływ powietrza wynosi 790 kg/s. Kompresja sprężarki wynosi 30,4:1. Do sprężarki wysokiego ciśnienia dodano jeszcze jeden stopień. Ciąg silnika wynosi 59 000 lfb (262,45 kN). Silnik jako F138-GE-100 jest używany do napędu samolotów C-5M Super Galaxy. Na bazie silnika CF6-GE-80 opracowana przemysłowa turbinę LM6000 o mocy 40-56 MW, zasilane gazem lub olejem lekkim.
Silnik CF6-GE-80E jest najmocniejszym z rodziny. Ma ciąg w granicach 67 500 lfb – 72000 lfb (300,25 kN - 320,27).
Dane silnika CF6-GE-50: długość 4,65 m (183 in), średnica 2,67 m (105 in), masa całkowita 4067 kg - 4104 kg (8 966 – 9 047 lb). Silnik składa się z wentylatora, 3-stopniowej sprężarki niskiego ciśnienia, 14-stopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, 2-stopniowej turbiny wysokiego ciśnienia, 4-stopniowej turbiny niskiego ciśnienia. Ciąg 52 500 lbf – 61 500 lbf (233,53 kN - 273,57 kN). Kompresja sprężarki 29,2:1 – 31,1:1. Stosunek ciągu do masy 5,6:1 – 6:1.
General Electric GE90.
W 80-latach XX wieku udane silniki General Electric CF6 wyczerpały swoje możliwości rozwojowe. Nauka i technika poczynała w tym czasie kolejne kroki do przodu. Firma General Electric skorzystała z badań prowadzonych przez NASA w 70-latach. Dzięki tym badaniom udało się w sposób zdecydowany zwiększyć stopień kompresji sprężarki typu osiowego, nawet do 24:1. Przystąpiono do opracowania nowego silnika, któremu nadano oznaczenie GE90. Silnik GE90 nadal pozostał w układzie dwu-szpulowym. Silnik składa się z wentylatora, 3-stopniowej sprężarki niskiego ciśnienia osadzonej na tym samym wale co wentylator. Dalej jest 10-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia. Łączna kompresja wynosi 23:1. Za pierścieniową komorą spalania umieszczono 2-stopniowa turbinę wysokiego ciśnienia, chłodzoną powietrzem i 6-stopniowa turbinę niskiego ciśnienia.
Silniki GE90 są fizycznie największymi turbinami lotniczymi. Średnica wentylatora standardowo wynosi 123 in (3,10 m). W największych wariantach (GE90-115B) wentylator ma średnicę 128 in (3,30 m). W 2002 roku podczas testów certyfikacji silnik GE90-115B ustanowił światowy rekord ciągu wynikiem 127 900 lbf (568,93 kN).
Pierwsze uruchomienie silnika GE90 nastąpiło w marcu 1993 roku. silnik od samego początku był dedykowany największemu dwusilnikowemu samolotowi świata Boeing B777. Do 2015 roku zbudowano około 2 000 sztuk silników GE90.
Do prac nad silnikiem GE90 przystąpiono w 1990 roku po podpisaniu porozumienia między: General Electric Aviation, Snecma (Francja), IHI (Japonia), Avio (Włochy). Konkurenci (Pratt & Whitney, Rolls Royce) w tym czasie oferowali modyfikowane wersje swoich silników. W efekcie firma General Electric zapewniła sobie wyłączność na produkcję najmocniejszych silników komercyjnych. Zwłaszcza do samolotów B777.
Kwestia najmocniejszych silników serii GE90 ma jednak drugie dno. Aby silnik GE90 był mocniejszy usunięto jeden stopień sprężarki wysokiego ciśnienia, a dodano jeden stopień sprężarki niskiego ciśnienia. Podobny manewr zrobiono, kiedy zmieniano silnik CF6-GE-6 na CF6-GE-50. Jednak wzrost przepływu powietrza przez silnik wymaga większych pozostałych komponentów. Na przykład stopni turbiny. Dlatego silniki te nie są ze sobą kompatybilne.
Wentylator silnika GE90 jest wykonany głównie z kompozytu. Pierwsze odmiany miały łopatki wentylatora proste. Nowsze odmiany otrzymały mniej łopatek wentylatora, ale o zakrzywionych kształtach. Pierwsze łopatki kompozytowe wykonano w 1995 roku. Jedna łopata wentylatora ma ponad 4 ft (ponad 1,22 m) i waży mniej niż 50 lb (22,68 kg). Łopata jest wykonana z włókna węglowego i rdzenia wykonanego z epoksydu hartowanego. Jest dwukrotnie większej wytrzymałości niż tytan i ma jedną trzecią jego masy. Poza tym jej wykonanie jest łatwiejsze, ale bardziej czasochłonne.
Pierwsze miesiące służby silników GE90 w samolotach B777 nie były zbyt udane. Na cały rok musiano wstrzymać loty przez Ocean Atlantycki z uwagi na ryzyko awarii technicznej silników. Sytuacje tę wykorzystała firma Rolls Royce, montując w samolotach B777 swoje silniki. Na szczęście udało się rozwiązać wszystkie problemy i samolot B777 z silnikami GE90 stał się najchętniej zamawianym samolotem dalekodystansowym, pozostawiając w pobitym polu samolot Airbus A340.
Do silnika GE90-115B należy aktualny rekord ciągu wynoszący 122 965 lbf (546,98 kN). W październiku 2003 roku, Boeing 777-300ER pobił rekord ETOPS będąc w stanie latać pięć i pół godziny (330 minut) z jednym wyłączonym silnikiem. Samolot, z silnikami GE90-115B, poleciał z Seattle do Tajwanu w ramach programu certyfikacyjnego ETOPS. W listopadzie 2005 roku B777-200 LR z silnikami GE90-110B1 odbył najdłuższy lot handlowy. Przeleciał 13 422 mil (21 601 km), w ciągu 22 godzin, 42 minut, lecąc z Hongkongu do Londynu po specjalnie wydłużonej trasie.
Dane silnika GE90: Silniki wykonywany są w dwóch podstawowych odmianach i kilku wersjach. Główna różnica polega na liczbie stopni sprężarki: 1 wentylator (ma 22 kompozytowe łopatki), 3-stopnie niskiego ciśnienia, 10-stopni wysokiego ciśnienia lub 1 wentylator, 4-stopnie niskiego ciśnienia, 9-stopni wysokiego ciśnienia. Układ turbin jest identyczny (2-stopnie wysokiego ciśnienia, 6-stopni niskiego ciśnienia). Długość silnika 286,90 in (7,29 m) lub 286,67 in (7,28 m), średnica silnika 155,60 in (3,95 m) lub 154,56 in (3,92 m). masa 7 890 kg – 8 760 kg. Ciąg od 81,070 lbf (360.6 kN) do 115,540 lbf (513.9 kN). Stosunek przepływu zimnego do gorącego wynosi od 8,4:1 do 9:1. Kompresja w granicach od 40:1 do 42:1.
General Electric GEnx.
Silnik General Electric GEnx jest kontynuacją linii silników GE90. Silnik był specjalnie dedykowany nowym samolotom B787 i B747-8. Pierwsze jego uruchomienie nastąpiło w 2006 roku.
Po raz pierwszy w historii jeden samolot B787 lub B747-8 może być napędzany albo silnikami Rolls Royce Trent 1000, albo General Electric GEnx. Zmiana silników może nastąpić w dowolnym momencie eksploatacji samolotu. Umożliwia to identyczny inter-face obu silników. Poza tym silniki są zmodyfikowane w kierunku układów nazwanych MEA (More Electric Aircraft), czyli więcej energii elektrycznej w układach samolotu. Oznacza to wiele układów hydraulicznych i pneumatycznych zostało zastąpionych układami elektrycznymi. Na każdym silniku zamontowano nie jeden tylko dwa generatory prądu elektrycznego.
Standardowy silnik klasy General Electric GEnx zużywa o 20 % mniej paliwa, niż wersja General Electric GE90 z 90-lat. Pierwsze testy silnika General Electric GEnx przeprowadzono w lutym 2007 roku przy użyciu samolotu B747-100. Nowy silnik zamontowano w miejscu silnika Nr 2 (wewnętrzny lewy).
Eksploatacja samolotów B787 ujawniło nowe zjawisko, które stworzyło nieznane do tej pory problemy. Chodzi o to, że samoloty B787 latają zwykle na większych pułapach niż inne samoloty. Mówimy o pułapach 40 000 ft (12 192 m) i więcej. Dlatego na wlotach do silników częściej niż w innych samolotach pojawia się oblodzenie. Dlatego pojawiło się zalecenie unikania dużych burz idących na dużych wysokościach. Jednak problem istnieje i należy go w sposób systemowy rozwiązać. Już wykonano poprawki w systemie informacyjno-alarmowym o oblodzeniu.
Dane silnika General Electric GEnx dla samolotów B787: średnica wentylatora 111 in (2,8 m) dla B787 I 105 in (2,7 m) dla B747-8. Łopatki wentylatora wykonane z kompozytu. Krawędzie natarcia z nakładkami wykonanymi ze stali stopowej. Liczba łopatek w wentylatorze wynosi 18 sztuk. Gondole silników wykonane z kompozytu. Łopatki stopni sprężarki wykonane ze stopu aluminium-tytan. Stosunek przepływu zimnego do gorącego wynosi 9,6:1. Kompresja sprężarki wynosi 23:1. Silnik nadal jest dwu-szpulowy. Wały kręcą się w przeciwnych kierunkach, co eliminuje jeden stopień stojanu. Poszczególne podzespoły silnika mają niższą temperaturę z uwagi na bardziej wydajny proces chłodzenia. Silnik składa się z jednego wentylatora (średnica 111 in, obraca się zgodnie ze wskazówkami zegara), 4-stopnie sprężarki niskiego ciśnienia, 10-stopni sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia, 7-stopniowa turbina niskiego ciśnienia. Silnik posiada cyfrowe sterowanie. Silnik nie ma upustu sprężonego powietrza do innych instalacji samolotu, które z pneumatycznych i hydraulicznych zostały zastąpione układami elektrycznymi. Silnik ma ciąg w zależności od wersji od 56 300 lbf do 72,300 lbf.
Silnik dla samolotów B747-8: wentylator o średnicy 105 in. Układ stopni 1, 3, 10, komora spalania, 2, 6. Ciąg 58 500 lbf.
Szczegółowe dane wersji General Electric GEnx-1B64 dla B787, długość 184,70 in (4,69 m), masa 5 816 kg. Ciąg 63 800 lbf (284 kN).
Silnik GE9x.
GE9x to nowy silnik dla samolotu Boeing 777-8X / 9X. Zarówno silnik jak i samolot zaczęto opracowywać w 2012 roku. ponieważ prace są w toku nie ma jeszcze ostatecznej wersji silnika. Zarówno średnica wentylatora, jak i liczba stopni poszczególnych sekcji silnika ulega zmianie. Z ostatnich informacji wynika, że średnica wentylatora wyniesie 3,35 m. wentylator ma tylko 16 kompozytowych łopatek. W silniku wzrośnie udział materiałów opartych na ceramice, które potrafią pracować w temperaturach około 1 300 stopni C.
Pierwsze uruchomienie miało nastąpić w 2016 roku. Od 2017 roku powinny trwać testy w powietrzu, a w 2018 roku powinna odbyć się certyfikacja.
Pratt & Whitney JT9D. 1966 rok.
Również druga Amerykańska firma Pratt & Whitney budująca silniki lotnicze przystąpiła do budowy dużego silnika turbo-wentylatorowego. Uruchomiono program JT9 (JT9D) Celem było zbudowanie napędu dla pierwszego szerokokadłubowego samolotu Boeing B747-100 Jumbo Jet. Pierwsze uruchomienie nastąpiło w grudniu 1966 roku.
Początki programu sięgają czasu poszukiwania napędu dla wojskowego samolotu transportowego CX-X, późniejszego C-5 Galaxy. Firma Pratt & Whitney zgłosiła projekt JT9, który przegrał jednak rywalizację z silnikiem TF39 firmy General Electric. Lecz silnikiem zainteresowała się firma Boeing, która poszukiwała napędu dla swojego B747.
Punktem wyjścia do opracowania silnika był udany i popularny napęd JT8-PW. W budowie silnika szeroko wykorzystano tytan i stopy niklu. Pierwsze testy na hamowni przeprowadzono w grudniu 1966 roku. Następnie silnik zamontowano na testowym samolocie B-52 E podobnie jak testowano silnik TF39. Loty rozpoczęto w czerwcu 1968 roku. Pierwszy lot prototypu B747 z silnikami JT9 wykonano w dniu 9 lutego 1969 roku.
Pierwszy silnik, który w 1970 roku wszedł do eksploatacji miał oznaczenie JT9D-PW-3. Otrzymał następującą architekturę: wentylator, 3-stopniowa sprężarka niskiego ciśnienia, 11-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia, pierścieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia, 4-stopniowa turbina niskiego ciśnienia. Masa silnika 8 608 funtów (3 905 kg). Ciąg startowy 43 500 lfb (193,50 kN).
Silnik w różnych odmianach był produkowany do 1990 roku. Służy do napędu takich samolotów jak B747, B767, DC-10, A300, A310. Wojskowa wersja silnika JT9D otrzymała oznaczenie Pratt & Whitney F105 i została użyta do napędu samolotów Boeing E-4.
Silnik JT9D został zastąpiony przez silnik PW4000, który składa się z mniejszej ilości części, ma większą niezawodność i jest tańszy w zakupie i eksploatacji.
Silnik Pratt & Whitney PW2000 to rodzina silników o średnim ciągu o zakresie od 37 000 lbf (164,58 kN) do 43 000 lbf (191,27 kN). Silniki trafiły jako napęd do B757 i jako F117 do C-17 Globemaster III. Silniki PW2000 weszły do służby w 1984 roku. Był jednym z pierwszych silników sterowanych elektronicznie. Silnik jest dopuszczony do lotu w strefie ETOPS do 180 minut.
Dane silnika Pratt & Whitney JT9D-7: długość 128,2 in (3 260 m), średnica 2,340 m (92,3 in), masa silnika suchego 3 905 kG (8 608 lb). Paliwo kerozyna typ Jet A-1. Kompresja sprężarki 23,4:1 (kompresja wentylatora 1,64:1). Stosunek dwuprzepływowości 5:1. Współczynnik ciągu do masy 5,4-5,8. Ciąg 46 300 lbf – 50 000 lfb (205,95 kN - 222,41 kN). Zużycie paliwa 61,16 kg/kNh przy prędkości przelotowej Ma-0,8 na pułapie 35 000 ft (11 000 m).
Rolls-Royce RB211. 1969 rok.
Do amerykańskiej konkurencji dołączyła firma Rolls-Royce, budując udany silnik turbo-wentylatorowy RB211. Pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w 1969 roku. Silnik RB211 trafił jako napęd do samolotów B747, B757, B767, L-1011, Tu-204.
Największym sukcesem Brytyjczyków było wybranie silnika RB211 jako podstawowy napęd samolotów Lockheed L-1011 Tristar (1972 rok). Był to jedyny silnik napędzający ten samolot. Prawdopodobnie była to jedna z przyczyn mniejszej popularności samolotu. Być może, gdyby była możliwość wyboru silnika, zainteresowanie samolotem byłoby większe. W efekcie, kiedy samoloty L-1011 są złomowane trudno jest znaleźć nabywcę na silniki. Inaczej jest w przypadku złomowania konkurencyjnego DC-10, czy pierwszych wersji B747. Dużym sukcesem firmy Rolls-Royce była także sprzedaż silników rosjanom dla samolotu Tu-204.
Silnik Rolls-Royce RB211 był jedynym wówczas silnikiem turbo-wentylatorowym trój-wałowym. (Silniki CF6 oraz JT9D to silniki dwu-wałowe). Jak się okazało, to zapewniło rozwój silnika na pół wieku. Silnik opracowywano dla ciągu 37400 lbf – 60 600 lbf (166,36 kN - 269,56 kN). W 1990 roku silnik RB211 został oficjalnie zastąpiony modelem Trent.
Historia silnika sięga połowy 60-lat. Firma Rolls-Royce pracowała wówczas nad nowym napędem dla samolotu Hawker Siddeley Trident (samolot podobny do B727), który miałby zastąpić silnik RB.163-25 Spey 51. Celem była poprawa ekonomiczności samolotu. Samolot Hawker Siddeley Trident okazał się wyjątkowo pechowy. Uczestniczył w 17 wypadkach i katastrofach. Silnik nosił oznaczenie RB.178 i miał mieć ciąg 45 000 lbf (200,17 kN). Samolot Trident miał mieć dwa takie silniki. Program samolotu jednak został skasowany. Silnik natomiast rozwijano jako RB.207 o ciągu 47 500 lbf (211,29 kN), aby posłużył do napędu samolotu A300. Zanim jednak został sfinalizowany, przekształcił się w program RB.211.
Silnik w układzie trój-wałowym, choć bardziej skomplikowany konstrukcyjne, obiecywał znacznie większą wydajność i mniejsze zużycie paliwa. Każdy wał standardowo obraca się w tym samym kierunku (zgodnie z kierunkiem obrotów zegara patrząc od tyłu). Każdy wał, a więc i sprężarka pracuje z inną prędkością obrotowa, co zapewnia większą elastyczność układowi. Według tej koncepcji zbudowano silnik oznaczony RB.203 o ciągu 10 000 lbf (44,48 kN) i miał on zastąpić silnik Rolls-Royce Spey. Prace rozpoczęto w 1965 roku, kiedy powstał prototyp silnika trój-wałowego. Wspomniany powyżej silnik RB.207, bezpośredni poprzednik RB.211 powstał w 1967 roku. W dniu 23.06.1967 roku firma Rolls-Royce zaoferowała firmie Lockheed silnik RB.211 jako napęd do samolotu L-1011. Już podczas pertraktacji potwierdzono, że w razie konieczności moc silnika zostanie zwiększona. Certyfikat dla silnika RB.207/RB.211 uzyskano w grudniu 1970 roku. Dysponował ciągiem 33 260 lbf (147,95 kN). Oprócz nowoczesnego układu trój-wałowego silnik otrzymał łopatki wentylatora wykonane z kompozytu (włókno węglowe o nazwie Hyfil opracowanym na RAE Farnborough). Tego typu wentylator jest znacznie lżejszy od wentylatora wykonanego ze stali. Mimo, że harmonogram prac nad silnikiem RB.211 był bardzo napięty, firma Rolls-Royce dotrzymała wszystkich terminów. W styczniu 1971 roku silnik został skierowany do eksploatacji.
Firma Lockheed do napędu samolotu L-1011 wybrała tylko silnik RB.211, sadząc, że on da dużą przewagę ekonomiczna nad konkurentem DC-10. Firma Rolls-Royce złożyła także ofertę silnika RB.211-10 o ciągu 35 000 lbf (155,69 kN) firmie Douglas dla samolotu DC-10. Od października 1967 roku toczyły się ważne rozmowy między wielką piątką: Rolls-Royce, General Electric, Pratt & Whitney, Lockheed i Douglas. Producenci samolotów podnosili wymagania techniczne, a producenci silników obniżali cenę jednostkową za silnik i podnosili parametry techniczne. Z początkiem 1968 roku Rolls-Royce oferował już silnik o mocy 40 600 lbf (180,60 kN) w wersji RB.211-18. Wreszcie w marcu 1968 roku przedstawiciele firmy Lockheed ogłosili oficjalnie, że mają zamówienie na 94 maszyn L-1011 Tristar i kupują 150 zestawów silników RB.211-22.
Rolls-Royce podobnie jak amerykanie natrafili na duże problemy techniczne; przekroczenie zakładanej wagi silnika, niższy od zamierzonego ciąg. Były problemy z jakością odkuwek wykonanych z tytanu. Do jesieni 1969 roku firma była na dobrej drodze do pozytywnego finału. Jednak w maju 1970 roku sytuacja się pogorszyła. Wykonywano standardowy test polegający na wystrzeleniu kurczaka w pracujący silnik. Łopatki wentylatora wykonane z włókna węglowego (Hyfil) rozsypały się. Rozwiązaniem okazały się tytanowe nakładki na ostrza łopatek wentylatora. Ale to zwiększyło koszty programu.
Na tym nie koniec. W lipcu 1967 roku nagle zmarła Adrian Lombard „Lom”, szef inżynierów w Rolls-Royce. Człowiek o nieprzeciętnych zdolnościach. Ten któremu zawsze udawało się rozwiązać najtrudniejsze problemy. Stanley Hooker powiedział – „To był wielki lider. Jego śmierć wywołała próżnię, której nikt nie jest w stanie wypełnić.”
We wrześniu 1970 roku sytuacja finansowa firmy Rolls-Royce stała się dramatyczna. Firma wystąpiła do rządu UK o pomoc podając, że koszty rozwojowe przekroczyły już dwukrotnie koszty planowane i osiągnęły 170,3 milionów £. Ponadto do całkowitego zakończenia programu przypuszczalnie jeszcze wzrosną, a jeden silnik będzie kosztował minimum 230 375 £. Firma w tym czasie zatrudniała około 19 000 pracowników i była największym pracodawca w rejonie. Istniało realne ryzyko zamknięcia firmy i za tym gigantyczne bezrobocie. W styczniu 1971 roku firma stała się niewypłacalna, a w dniu 4 lutego 1971 roku wszczęto proces upadłościowy. Konserwatywny rząd brytyjski pod kierunkiem Edward Heath wyciągnął do firmy rękę. Zakład został znacjonalizowany i uruchomiono fundusze na dokończenie programu silnika RB.211. W maju 1971 roku powstała nowa/stara firma Rolls-Royce Ltd.
Za oceanem program samolotu L-1011 także natrafił na trudności, zwłaszcza finansowe. Kilku potencjalnych nabywców wycofało się. Ponieważ rząd UK zagwarantował doprowadzenie programu silnika RB.211 do końca, dlatego administracja USA (mimo pewnej opozycji ze strony konkurentów) udzieliła gwarancji na kredyty dla dokończenia programu L-1011.
W czerwcu 1971 roku zawarto nową umowę między Rolls-Royce, a Lockheed. W umowie tej anulowano wszystkie poprzednie kary. Ustalono nową wyższą cenę za jeden silnik 110 000 £. Do firmy z powrotem ściągnięto znakomitych inżynierów, którzy odeszli na emerytury w czasie trudności finansowych. Wśród nich Stanley Hookker. Stara i nowa kadra rozwiązała pozostałe problemy z silnikiem RB.211. Silnik został ostatecznie kwalifikowany w dniu 14 kwietnia 1972 roku. Tylko z rocznym opóźnieniem. Pierwszy L-1011 TriStar wszedł do służby w Eastern Air Lines w dniu 26 kwietnia 1972 roku. Stanley Hooker w 1974 roku otrzymał tytuł szlachecki. Jak na ironię silnikowi pomógł światowy kryzys paliwowy z 1973 roku.
Początkowo silnik RB.211-22 nie był taki niezawodny i ekonomiczny, jak się spodziewano. Nawet nieznacznie obniżono jego ciąg. Jednak już po trzech latach turbina zaczęła święcić trumfy. Biła rekordy niezawodności i dorównała planom ekonomiczności.
Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-22: silnik turbo-wentylatorowy, trój-wałowy. Stosunek dwu-przepływu wynosi 5:1. Jeden wentylator, 7-stopniowa sprężarka pośredniego ciśnienia (IP), 7-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia (HP), pierścieniowa komora spalania z 18 palnikami, 1-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia (HP), 1-stopniowa turbina średniego ciśnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ciśnienia (LP). Średnica wentylatora 84,8 in (2,1539 m), długość 119,4 in (3,0327 m), masa 4 171 kg, ciąg 42 000 lbf (186,83 kN). W silniku Rolls Royce trzecia turbina (wysokiego ciśnienia) kręci się zgodnie z kierunkiem wskazówek zegara. Pozostałe kręcą się przeciwnie do wskazówek zegara.
Rolls Royce RB.211-524 serii. 1973 rok.
Zgodnie z tym, co mówiono w połowie 60-lat, że silnik ma ogromny potencjał, z początkiem 1973 roku przeprojektowano wentylator i sprężarkę. Silnik RB.211-524 osiągnął ciąg 50 000 lbf (222,41 kN) i doskonale nadawał się do napędu kolejnych modeli L-1011 oraz B747. Wprowadzono go do użytku w październiku 1973 roku. Mimo początkowych oporów firmy Boeing, zgodziła się ona na montaż silników RB.211-524 w samolotach kupowanych przez British Airways. W kolejnych latach inne linie lotnicze kupowały samoloty B747 z silnikami Rolls-Royce RB.211. Między innymi przewoźnik Quantas, który zdradził, że samolot B747 z czterema silnikami RB.211 spala o 7 % mniej paliwa niż DC-10 z trzema silnikami JT9D. To są znaczne oszczędności paliwa, zwłaszcza, że w 1973 roku świat wszedł w kryzys związany z drastycznym zwiększeniem cen za ropę naftową.
Firma Rolls-Royce konsekwentnie rozwijała silnik RB.211-524 osiągając ciąg 51 500 lbf (229,08 kN), a następnie w 1981 roku ciąg 53 000 lbf (235,76 kN).
Ekonomia wzięła górę. To teraz linie lotnicze bardziej poszukiwały samolotów z silnikami firmy Roll-Royce. W efekcie, sam gigant Boeing zwrócił się do Brytyjczyków o jeszcze większy ciąg ich silników, aby napędzać B747-400. Powstały kolejne silniki: RB.21-524G o ciągu 58 000 lbf (258,00 kN) i RB.211-524H o ciągu 60 600 lbf (269,56 kN). Były to pierwsze silniki komercyjne z pełnym sterowaniem elektronicznym FADEC. Elektronika kontroluje wszystkie aspekty pracy turbiny, optymalizując jego pracę. Silniki te znalazły się w ofercie dla samolotów B767 jako trzecia alternatywa. Silniki RB.211-524G/H stały się podstawą do opracowania nowej rodziny silników turbo-wentylatorowych oznaczonych jako Trent.
Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-524: silnik turbo-wentylatorowy, trój-wałowy. Stosunek dwu-przepływu wynosi 4,3:1. Jeden wentylator, 7-stopniowa sprężarka pośredniego ciśnienia (IP), 6-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia (HP), pierścieniowa komora spalania z 18 palnikami (w ostatnich partiach produkcyjnych 24 palniki), 1-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia (HP), 1-stopniowa turbina średniego ciśnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ciśnienia (LP). Średnica wentylatora 84,8 in (2,1539 m), długość 119,4 in (3,0327 m), masa 4 452 kg, ciąg 50 000 lbf (222,41 kN).
Rolls Royce RB.211-535 serii. 1977 rok.
Dużym sukcesem firmy Rolls-Royce był udział w budowaniu napędu dla samolotu B757, który miał zastąpić udane maszyny B727. Program budowy samolotu rozpoczęto w połowie 70-lat. Firma Rolls-Royce opracowała wówczas silnik RB.211-535 z mniejszym wentylatorem i usunięciem jednego stopnia sprężarki. Ciąg silnika wyniósł 37 400 lbf (166,36 kN). W dniu 31.08.1978 roku samoloty z silnikami RB.211-535 zamówiła linia lotnicza Eastern Airlines. W ten sposób pierwszy Boeing B757 został oblatany z silnikami Rolls-Royce. Był to ogromny sukces firmy Rolls Royce w USA.
W 1979 roku firma Pratt & Whitney ogłosiła, że jej nowy silnik PW2000 jest o 8 % oszczędniejszy w zużyciu paliwa niż silnik firmy Rolls-Royce. Firma brytyjska znalazła się pod presją. Szybko opracowała silnik RB.211-535E o ciągu 40 100 lbf (178,37 kN). Ma on podobne zużycie paliwa, ale w dodatku jest cichszy i bardziej niezawodny. Silnik wszedł do użytku w 1984 roku. Samoloty B757 z silnikami Rolls-Royce zamawiały także linie lotnicze z USA. Powodem było niższe zużycie paliwa oraz znacznie mniejszy hałas.
W 1990 roku silnik RB.211-535 otrzymał zgodę na loty ETOPS 180 minut. Była to ważna zgoda, ponieważ Rolls-Royce w 1992 roku zawarł kontrakt na sprzedaż silników jako napędu do samolotów państwa moskiewskiego Tu-204. Chociaż samoloty Tu-204 nie miały certyfikatu ETOPS, to sam fakt posiadania takiego certyfikatu samolotu B757 z tym samymi silnikami nobilitował przewozy w Rosji.
Podstawowe dane silnika Rolls Royce RB.211-535: silnik turbo-wentylatorowy, trój-wałowy. Stosunek dwu-przepływu wynosi 4,3:1. Jeden wentylator, 6-stopniowa sprężarka pośredniego ciśnienia (IP), 6-stopniowa sprężarka wysokiego ciśnienia (HP), pierścieniowa komora spalania z 18 palnikami (w ostatnich partiach produkcyjnych 24 palniki), 1-stopniowa turbina wysokiego ciśnienia (HP), 1-stopniowa turbina średniego ciśnienia (IP), 3-stopniowa turbina niskiego ciśnienia (LP). Średnica wentylatora 73,2 in (1,8592 m), długość 118,5 in (3,0099 m), masa 3 309 kg, ciąg 37 400 lbf (166,36 kN).
Podobnie, jak to ma miejsce z turbinami amerykańskimi, tak samo stało się w przypadku silnika RB.211. W 1974 roku turbina została wykorzystana do zastosowań przemysłowych. Turbina jest wykorzystywana jako napęd generatorów prądu o mocy 25-32 MW. Miedzy innymi na platformach wiertniczych i wydobywczych na morzu. Jako zespół napędowy o oznaczeniu WR-21 i mocy 25 MW jest stosowany do napędu statków.
Nie wszystkie programy w firmie Rolls Royce zostały doprowadzone do końca. Tak stało się na przykład z silnikiem Rolls Royce RJ.500, który był opracowywany na przełomie 70/80-lat. Silnik RJ.500 miał mieć ciąg 20 000 lbf (88,96 kN). Miał być realizowany razem z Japończykami i miał napędzać samoloty średniego zasięgu, zabierając na pokład około 150 pasażerów.
Silnik Rolls Royce Trent. 1990 rok.
Silnik Rolls Royce Trent to cała rodzina silników turbo-wentylatorowych, które wywodzą się bezpośrednio z rodziny silników RB.221. Silnik Rolls Royce Trent to nadal trój-szpulowa turbina, z pojedynczym wielkim wentylatorem. Silniki Rolls Royce Trent dysponują ciągiem od 53 000 lbf (235,76 kN) do 95 000 lbf (422,58 kN). Silniki te napędzają samoloty komercyjne A330, A340, A350, A380, B777 i B787. Pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w 1990 roku. Silniki Rolls Royce Trent został również przystosowany do zastosowań przemysłowych i morskich. W pierwszym dziesięcioleciu XXI wieku silniki Rolls Royce Trent zajęły 40 % rynku, zajmując drugie miejsce za silnikami firmy General Electric. Obecnie rodzina silników Rolls Royce Trent składa się z ponad 10 wersji, nie licząc odmian. Silniki są oznaczane liczbowo, co wcale nie oznacza o ich kolejności opracowania. Pierwszą była wersja Trent 700 uruchomiona w sierpniu 1990 roku.
Pamiętamy, że z końcem 60-lat firma Rolls Royce została znacjonalizowana, co uratowało jej istnienie. Jedynka w 80-latach firma funkcjonowała coraz gorzej. Nie udał się program silnika IAE V2500 SuperFan. Nie udały się także inne zamierzenia. Wśród dużych silników turbo-wentylatorowych dla samolotów komercyjnych firma Rolls Royce miała tylko 8 % udziału. Resztą rynku dzieliły się pospołu firmy amerykańskie: General Electric i Pratt & Whitney. Dlatego w kwietniu 1987 roku firmę Rolls Royce na powrót sprywatyzowano.
W tym czasie firmy lotnicze projektowały ogromne samoloty komercyjne (A330, B777), które miały być napędzane dwoma silnikami o bezprecedensowych ciągach. W dodatku klienci żądali zdolności do lotu w rozszerzonym zakresie ETOPS. Rolls Royce postanowił uruchomić nową rodzinę silników, które zostało oficjalnie ogłoszone w 1988 roku na Farnborough Airshow. Po raz trzeci wykorzystano nazwę rzeki Trent, dla całej rodziny. Podstawą silnika Trent był RB.211-524L prace nad którym rozpoczęto w 1987 roku.
Firma Rolls Royce uzyskała wsparcie finansowe dla programu Trent od brytyjskiego rządu i rodziny królewskiej. Między innymi w 1989 roku, 100 mln £, w 1997 roku 250 mln £, w 2001 roku 100 mln £.
Układ trzech-szpul, chociaż bardziej skomplikowany, pozwala na dużą indywidualizację poszczególnych wersji silników Trent. Pozwala na przykład na utrzymanie wentylatora o średnicy 116 in, w mniejszej prędkości dla zachowania rygorystycznych norm hałasu. Z kolei, duże prędkości turbin średniego i wysokiego ciśnienia pozwalają na utrzymanie niższych temperatur przed turbiną, a to pozwala na zwiększenie żywotności silnika.
Firma Rolls Royce wykonuje łopatki wentylatora z tytanu. Trzy warstwy tytanu łączy się w odpowiedni sposób, tak aby w taką rozgrzaną do czerwoności kanapkę móc wtłoczyć sprężone powietrze i otrzymać puste przestrzenie wewnętrzne. Taka łopata ma dużą wytrzymałość, sztywność i odporność. W silniki Trent 800 średnica wentylatora wynosi 110 in i może wirować z prędkością 3 300 obrotów/min. Końcówka łopaty ma prędkość 483 m/s, co znacznie przekracza prędkość dźwięku.
Silnik RB221 nie miał regulowanych stojanów jak to było w przypadku konkurentów, którzy stosowali układy dwóch-szpul. Jednak w silniku Trent okazał się, że przynajmniej jeden-stopień stojanu (maksymalnie dwa) na sprężarce środkowej szpuli jest regulowany. Wynikło to z wąskiego zakresu pracy sprężarki, kiedy silnik jest dławiony (pilot szybko zmniejsza gaz).
Firma Rolls Royce łopatki turbiny wykonuje ze stopu niklu, które wydrążone są we wnętrzu metodą laserową.
W dniu 17 stycznia 2008 roku doszło do znamiennego wypadku. Samolot British Airways Boeing 777-236ER lecący z Pekinu do Londynu podczas lądowania rozbił się, bo silniki Rolls Royce Trent 800 straciły moc. Dochodzenie wykazało, że wytrącona z paliwa woda w wymienniku ciepła paliwowo-olejowym zmieniła się w lód i zatkała przewody paliwowe. Wymieniono wszystkie wymienniki ciepła na innej konstrukcji.
Wersja Trent 600 nie została zrealizowana, bo UK wycofało się z programu McDonnell Douglas MD. W 2000 roku powstała wersja silnika Trent 600 (drugi raz użyta ta sama nazwa) dedykowana samolotom B767 i B747 nowej generacji. I po raz kolejny program nie doczekał się finału. Samoloty B767 przestano produkować, a samoloty B747-8 otrzymały silniki Engine Alliance (GE-P&W) GP7172.
Wersja Trent 700 trafiła do samolotów A330 (1994r.) Wentylator ma średnicę 97 in. Silnik Trent 800 trafił do samolotów B777. Wentylator ma średnicę 110 in. Próby rozpoczęto w 1993 roku, a w służbie od 1996 roku. Zarówno silnik Trent 600 i Trent 700 otrzymały certyfikaty ETOPS 180. Tymi silnikami firma Rolls Royce zaczynała zdobywać coraz większy rynek.
Silniki Trent 800 (8104, 8115) to pierwsze na świecie silniki, które przekroczyły ciąg 110 000 lbf (444,82 kN), a następnie 110 000 lbf (489,30 kN).
Silniki Trent 500 to silniki przeznaczone dla samolotów komercyjnych A340.
Silniki Trent 900 były dedykowane dla samolotów A380. Prace nad silnikiem ruszyły w 1996 roku. Produkcję uruchomiono w 2004 roku. W dniu 4 listopada 2010 roku doszło do poważnej awarii silnika Trent 900 w samolocie A380 podczas lotu Qantas Flight 32 w Singapurze. Silnik Nr 2 podczas lotu zapalił się. Załodze udało się bezpiecznie wylądować. Jak ustaliło dochodzenie przyczyną było wadliwe łożysko stopnia pośredniego, umieszczone w tyle silnika. Na wskutek jego niewłaściwej pracy olej zapalił się, a wysoka temperatura spowodowała przegrzanie tarczy turbiny, która uległa rozerwaniu. Silnik uległ całkowitemu zniszczeniu. Odłamki uszkodziły również skrzydło oraz ulokowane tam systemy bezpieczeństwa. Firma Rolls Royce twierdziła, że problemy wadliwych łożysk dotyczyły tylko silników wersji Trent 900. Faktem było, że na 20 eksploatowanych na świecie samolotów A380 w sześciu przypadkach odnotowano zdarzenia wycieku oleju w tylnej sekcji silnika. Pozostałe (około 20 sztuk) eksploatowane wówczas samoloty A380 były napędzane silnikami GP7200, produkowane przez Engine Alliance, spółkę joint venture General Electric i Pratt and Whitney.
Trent 1000 jest silnikiem stworzonym dla samolotu B787. Początkowo Boeing zamierzał użyć tylko jednego modelu silnika oferowanego przez General Electric, ale naciski użytkowników spowodowały oferowanie samolotu w dwóch wersjach silnikowych. Oba typy silników mają identyczne interfejsy (wieszaki i złącza). Silnik Trent 1000 uruchomiono po raz pierwszy w lutym 2006 roku.
Jednym z ostatnich silników serii Trent jest silniki Trent XWB przeznaczony specjalnie dla samolotów A350. Prace nad silnikiem ruszyły w 2005 roku. W zależności od odmiany silniki mają ciąg od 75 000 lbf (330 kN) do 97 000 lbf (430 kN). Średnica wentylatora 118 in (3,0 m). stosunek przepływu zimnego do gorącego wynosi 9,3:1. Przepływ powietrza: ok. 1,440 kg (3170 funtów) na sekundę. Silnik Trent WXB składa się z: jednego wentylatora, 8-stopniowej sprężarki średniego ciśnienia, 6-stopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, jedno-stopniowej turbiny wysokiego ciśnienia (chłodzonej powietrzem), 2-stopniowej turbiny średniego ciśnienia (chłodzonej powietrzem), 6-stopniowej turbiny niskiego ciśnienia (nie chłodzona).
Obecnie (2015r.) w budowie i dopracowywaniu silników Trent uczestniczy 12 firm, 11 placówek badawczych, 16 zakładów produkcyjnych oraz 75 dostawców z całego świata.
Silnik turbo-wentylatorowy w CCCP.
CCCP miało ogromne problemy z budową silników turbo-wentylatorowych. Problemy były zarówno organizacyjne jak i technologiczne. O konieczności posiadania silnika turbo-wentylatorowego wiedziano już w chwili przystąpienia do budowy samolotu pasażerskiego Ił-86. Obiecujący był silnik Łotariewa D-18. Był to pierwszy sowiecki silnik o dużym stopniu dwuprzepływowości. Prace nad nim trwały już od końca 60-lat. Jednak konstruktorzy sowieccy natrafili na ogromne problemy i prace posuwały się wolno. Wydawało się, że silnik nigdy nie zostanie zamontowany na żadnym samolocie. Pierwsze uruchomienie prototypu o zadowalających parametrach nastąpiło dopiero w 1982r.. Silniki zostały zastosowane do napędu kolosów An-124, An-225.
Przy samolocie Ił-86 próbując rozwiązać problem zespołu napędowego natrafiono na problemy natury organizacyjnej. Nikt nie śmiał poinformować Leonida Breżniewa, że przemysł CCCP nie jest w stanie zbudować dobrego silnika turbo-wentylatorowego. W ministerstwie lotnictwa rozważano zakup silników w wolnym świecie. Ważne dla strony sowieckiej były negocjacje z firmą General Electric w sprawie zakupu 12 sztuk silników General Electric CF6-50. Lecz w 1978 roku w USA Department of Commerce zawetował eksport 12 silników General Electric CF6-50 zamówionych przez CCCP do planowanego dalekiego zasięgu Ił-86 (Ił-86 D). Rozumowanie Department of Commerce było logiczne. Jeśli sowieci chcą zbudować ponad 100 maszyn Ił-86 to powinni zamówić minimum 400 silników, a nie 12 sztuk. W związku z tym istnieje słuszne podejrzenie, że chcą skopiować silniki, tak jak to było niejeden raz; Rolls-Royce Nene – Klimow WK-1, czy wręcz całych samolotów B-29 – Tu-4. Sowieci swojego szczęści szukali także w UK próbując w 1976r., zakupić kilka sztuk silników Rolls-Royce RB.211-22. Brytyjczycy jednak nie sprzedali tych silników. Po paru latach wiceminister Dondukow, zastępca ministra Aleksandra Gromyki, przyznał, że zamierzali skopiować silnik i uruchomić jego produkcję.
NK-86. 1974 rok.
Z silników dwuprzepływowych praktycznie jedynym sprawdzonym napędem był silnik Nikołaj Kuzniecow NK-8-4 o ciągu 102,963 kN (10 610 kG). Długość całkowita 5,288 m, średnica max 1,442 m, masa całkowita 2 350 kg. Stopień dwuprzepływowości silnika wynosił 1,15 – 1. Silnik miał kaskadowy odwracacz ciągu. Silnik był głośny i zużywał sporo paliwa. Silnik zastosowano w samolotach Ił-62, Tu-154. Jednak nie było innego rozwiązania. W dniu 26 marca 1975 roku delegowano silnik Kuzniecow NK-8 w odmianie NK-86 z podwyższonym ciągiem, do napędu samolotów Ił-86. Lecz prace nad silnikiem prowadzono już od 1973r.. Silnik otrzymał dodatkowy stopień sprężania i podniesiono temperaturę przed turbiną. To pozwoliło na wzrost ciągu do wartości 127,50 kN, czyli o 25,00 kN. Zadowalający byłby ciąg 150,00 kN, ale było to poza możliwościami tej konstrukcji. Pierwsze próby na hamowni wykonano w lipcu 1974 roku. Oczywiście silniki te napędzały późniejsze samoloty Ił-86 od 22 grudnia 1976 roku. Silnik został certyfikowany w kwietniu 1979 roku. Produkcję podjął zakład KMPO. Żywotność silnika oszacowano na 10 000 godzin pracy z remontami głównymi co 4 000 godzin.
D-18. 1980 rok.
Wracając do silnika turbo-wentylatorowego D-18 to przy jego programie zwolniono kilku głównych konstruktorów, którzy według partii (KPZR) nie wywiązali się należycie z zadania. W obecnej chwili trudno jest ustalić, kto wykonał główną pracę. Generalnie silnik powstawał na terenie Ukraińskiej Republiki wchodzącej w skład CCCP, a następnie na terenie Ukrainy. Kolejno silnik projektowało: biuro Łotariewa, biuro Iwczenki, a w końcu Zespół Progress. Silnik produkował zakład Motor Sich (Sicz) w Zaporożu na Ukrainie. Pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w w dniu 19 września 1980 roku. Pierwszy samolot An-124 wystartował w dniu 24 grudnia 1982 roku. W grudniu 1985 roku silnik przeszedł próby państwowe. Zbudowano 188 sztuk.
Silnik D-18 ma ciąg 20 000 kG (około 196 kN, 44 000 lbf). Silnik został wykonany w układzie trój-szpulowym. Silnik składa się z wentylatora, 7-stopniowej sprężarki niskiego ciśnienia, 7-stopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, pojedyncza turbina wysokiego ciśnienia, pojedyncza turbina niskiego ciśnienia, 4-stopniowa turbina napędzająca wentylator. Zastosowano odwracacz ciągu.
Silnik jest stosunkowo krótki. To pozwoliło na podparcie każdego wału tylko na dwóch łożyskach. Łącznie sześc łożysk. Silnik ma budowę modułową. Technologiczne składa się z 17 modułów głównych i czterech modułów dodatkowych. W zasadzie każdy z modułów jest wymienny. Wentylator pracuje z naddźwiękowymi prędkościami obrotowymi. Szpula niskiego ciśnienia obraca się z naddźwiękową prędkością. Szpula wysokiego ciśnienia obraca się z prędkościami poddźwiękowymi. Te dane tłumaczą, dlaczego silnik jest tak głośny. Jednak większe prędkości obrotowe pozwalają na zastosowanie mniejszej liczby stopni sprężarki osiowej i uzyskanie dużego sprężu. Mniej stopni to mniejsza masa konstrukcji, która i tak w przypadki silnika D-18 jest ona bardzo duża (4 100 kg). Z uwagi na wysoki hałas silnik otrzymał bardzo dużo tłumików hałasu, przez co jego wygląd jest inny od typowych silników Zachodnich.
Silnik D-18 wyposażono w regulowane pierwsze stopnie stojana oraz w zawory powietrzne upustowe. Zrobiono tak z uwagi na fakt, że pomimo iż silnik ma trzy-wały, to z uwagi na ogromne prędkości obrotowe wałów dochodziło do pompażu. Gdy silnik przyspiesza, potrzebuje więcej powietrza. Jednak z uwagi na bezwładność do komory spalania nie dochodzi wystarczająca ilość powietrza. Większa ilość paliwa spala się i wzrasta temperatura. Dalej zbyt mało energii trafia do turbiny i silnik spowalnia obroty. Dlatego łopatki stojana ustawiają się na max przepływ powietrza, a zawory upustu powietrza zamykają się. W przypadku zmniejszania ciągu, siła bezwładności wałów daje zbyt dużo powietrza do komory spalania i może dojść nawet do zgaśnięcia silnika. Dlatego łopatki stojana muszą przyblokować napływ dużej ilości powietrza, a zawory upustu powietrza otwiera się, aby spuścić nadmiar powietrza.
Korpus sprężarki jest konstrukcji dyskowo-bębnowej, spawane i skręcane. Poszczególne łopatki stopni sprężarki są osadzane w dyskach na połączenie zwane jaskółczym ogonem. Dyski są nakładane na wał na wielowypust. Identyczną budowę ma sprężarka niskiego ciśnienia, jak i wysokiego ciśnienia.
Łopatki turbiny wykonane są ze stali żarowytrzymałej. Cały moduł, który za pomocą zaczepu typu jodełka jest mocowany do tarczy turbiny, skład się z dwóch łopatek połączonych metodą spawania twardego do elementu zwanego opasaniem łopatek i do podstawy z jodełką. Łopatki pierwszych dwóch stopni są wydrążone we wnętrzu dla chłodzenia. Tą technologią wykonana jest pojedyncza turbina wysokiego ciśnienia, pojedyncza turbina niskiego ciśnienia. Inaczej wykonany są cztery stopnie turbiny napędzającej wentylator. Tarcza razem z łopatkami wykonana jest metodą odlewania. Podobnie odlewane są elementy stojana między stopniami turbin.
Odwracacz ciągu pozwala na cofanie samolotu, ale nie jest to stosowane z uwagi na duże zużycie paliwa i generowany hałas.
Silnik D-18 może pracować na paliwach państwa moskiewskiego oznaczonych jako PT, TC-1 oraz na paliwach zagranicznych oznaczonych jako Jet A-1 DERD 2494, Jet-A ASTM 1655. Rozruch silnika jest automatyczny, przy pomocy sprężonego powietrza z turbiny APU lub z lotniskowego źródła. Kolejne silniki można uruchamiać powietrzem pobranym z silnika pracującego.
Dane silnika D-18: Długość silnika 5,40 m, średnica max 2,93 m, średnica wentylatora 2,33 m, masa 4 100 kg. Ciąg max 229,85 kN (23 430 kG). Kompresja sprężarki wynosi 27,5:1. Stosunek przepływu zimnego do przepływu gorącego wynosi 5,7:1. Temperatura przed turbiną wynosi 1 327 stopni C. Stosunek ciągu do masy wynosi 5,7. Zużycie paliwa 0.546 kg/kgf•h (0.0557 kg/N•h).
Opracował Karol Placha Hetman