برات آند ويتني J58

يعود أصل محرك J58، الذي يُعرف في الشركة باسم JT11، إلى محرك JT9 (J91) الأكبر حجمًا. كان محرك JT11 نسخة مصغرة بنسبة 3/4 من محرك JT9، بمعدل تدفق كتلي يبلغ 140 كجم/ث (300 رطل/ث) ، بعد أن كان 180 كجم/ث (400 رطل/ث) . ^{[ 2 ]} قُدِّم محرك JT11 إلى البحرية الأمريكية تحت اسم J58. ^{[ 2 ]} كما قُدِّم أيضًا للعديد من طائرات البحرية ^{[ 6 ]} والقوات الجوية، مثل كونفير F-106 ، ونورث أمريكان F-108 ، وكونفير B-58C ، وفوت XF8U-3 كروسيدر III ، ونورث أمريكان A3J فيجيلانتي ، ولكن لم يُعتمد أي من هذه التطبيقات. ^{[ 2 ]}    

بدأ تطوير محرك J58 لصالح البحرية الأمريكية ^{[ 7 ]} لتشغيل طائرة مارتن P6M النفاثة المائية المخطط لها ^{[ 8 ] . [ 9 ]} بدأت طائرة P6M باستخدام محركات أليسون J71-A-4، ثم تحولت إلى محركات برات آند ويتني J75 ، بسبب تأخر تطوير محرك J58. بعد إلغاء مشروع P6M، تم اختياره لطائرة كونفير كينجفيش ، ولطائرات لوكهيد A-12 و YF-12A و SR-71 . تربط مصادر أخرى أصله بمتطلبات القوات الجوية الأمريكية لمحرك لطائرة WS-110A، وهي الطائرة المستقبلية XB-70 فالكيري . ^{[ 10 ]}

أظهرت الحسابات التحليلية لأداء محرك J58 الأصلي ثلاث مشاكل عند سرعة ماخ 2.5: "كان ضغط العادم مساوياً لضغط المدخل، وكان الضاغط في حالة اضطراب شديد، ولم يكن هناك هواء بارد لبطانة غرفة الاحتراق اللاحق التي كانت ستنصهر بالتالي". ^{[ 11 ]}

كانت المشكلة الأولى ناتجة عن ارتفاع درجات حرارة مخرج الضاغط، مما لم يسمح بإضافة طاقة كافية إلى غرفة احتراق المحرك لتوفير أي قوة دفع من مولد الغاز. كان كل الضغط المُنتج للدفع في أنبوب النفث يأتي من الضغط الديناميكي، كما هو الحال في المحرك النفاث التضاغطي، وليس من مولد الغاز. لم يكن بالإمكان إضافة الوقود اللازم للدفع إلا في غرفة الاحتراق اللاحق، التي أصبحت المصدر الوحيد لدفع المحرك. تم رفع السرعة التي لا يُنتج عندها مولد الغاز أي قوة دفع من حوالي 2.5 ماخ إلى حوالي 3 ماخ من خلال تعديلات تصميمية حاصلة على براءة اختراع. بعد تجاوز هذه السرعة، يصبح مولد الغاز عنصرًا مُسببًا للمقاومة، حيث تبلغ نسبة الضغط 0.9 عند سرعة 3.2 ماخ. ^{[ 12 ]} حتى الحد الأدنى من الاحتراق اللاحق لم يكن كافيًا لموازنة المقاومة. وصف ديفيد كامبل، مصمم مدخلات شركة لوكهيد، هذا التأثير وصفًا نوعيًا قائلًا: "...مع الحد الأدنى من الاحتراق اللاحق، سيتعرض المحرك لمقاومة على حوامل المحرك عند أرقام ماخ العالية." ^{[ 13 ]}

أما المشكلة الثانية (ارتفاع ضغط الضاغط بشكل كبير) فكانت ناجمة عن محاولة الضاغط العمل بسرعة منخفضة جدًا عن السرعة المصححة في منطقة من مخطط الضاغط تُعرف باسم "خارج نطاق التصميم". وكانت المشكلة الثالثة ناجمة عن تبريد قناة الاحتراق اللاحق بغاز عادم التوربين الساخن جدًا.

تصف براءة الاختراع الأمريكية رقم 3,344,606 ^{[ 14 ]} التعديلات التي أُدخلت على المحرك والتي رفعت قدرته إلى سرعة 3.2 ماخ. وشملت هذه التعديلات تحويل 20% من هواء دخول الضاغط بعد المرحلة الرابعة مباشرةً إلى غرفة الاحتراق اللاحق عبر ستة أنابيب خارجية. وقد مكّن هذا الضاغط من العمل بكفاءة مع هامش أمان كافٍ وزيادة تدفق الهواء إليه. خرج جزء من هذا التدفق المتزايد من الضاغط بعد المرحلة الرابعة كمسار جانبي إلى غرفة الاحتراق اللاحق، بينما خرج جزء آخر من المرحلة الأخيرة عبر المنطقة التي كانت تعاني من اختناق سابق. ^{[ 14 ]} وقد أدى هذا التدفق المتزايد إلى زيادة قوة الدفع. وتم تعديل ريش التوجيه الداخلة بألواح ذات حواف خلفية لتقليل اهتزاز الريش ومنع تلفها نتيجة الإجهاد. وتم تبريد غرفة الاحتراق اللاحق بواسطة هواء السحب الذي كان أبرد بمقدار 220 درجة مئوية (400 درجة فهرنهايت) من غاز عادم التوربين. لم يكن كل الأكسجين الموجود في هواء السحب متاحًا للاحتراق، إذ وُجِّه معظمه إلى غطاء التبريد قبل دخوله إلى تجويف الاحتراق اللاحق لإعادة تسخينه. ^{[ 14 ]} وقد سمح تحسين تبريد الاحتراق اللاحق برفع درجة حرارة اللهب، مما أدى إلى زيادة قوة الدفع.  

تمت إعادة تصميم المحرك بالكامل، باستثناء تعريفات الديناميكا الهوائية للضاغط والتوربين، ^{[ 2 ]} ليعمل بشكل موثوق لفترات طويلة في درجات حرارة غير مسبوقة، ليس فقط داخل المحرك ولكن أيضًا في الأغلفة المحيطة حيث توجد أدوات التحكم والملحقات والأسلاك الكهربائية وأنابيب الوقود والزيت.

استُخدمت طريقتان لبدء تشغيل طائرات A-12 و YF-12 و SR-71 خلال فترة خدمتها: عربة بدء تشغيل AG330 مزودة بمحركين من طراز Buick V8 يديران عمود إخراج مشترك، أو الهواء المضغوط الذي يدير محول بدء تشغيل صغير. وقد حلت طريقة بدء التشغيل بالهواء المضغوط محل عربات "Buick" الضخمة عندما توفرت مصادر هواء مضغوط أفضل. ^{[ 15 ]}

أي طائرة تحلق بسرعة تفوق سرعة الصوت بثلاثة أضعاف تتعرض لبيئة حرارية قاسية، نتيجة التسخين الاحتكاكي وارتفاع ضغط الهواء الناتج عن الركود. كان الوقود هو المصدر الحراري الوحيد المتاح للطائرة، وبعد امتصاصه 700 كيلوواط (40,000 وحدة حرارية بريطانية/دقيقة) ، ^{[ 16 ]} مما حافظ على برودة جميع مكونات الطائرة، بدءًا من الطاقم وصولًا إلى مؤشر مساحة فوهة العادم، كان يُضخ إلى فوهات الوقود عند درجة حرارة 316 درجة مئوية (600 درجة فهرنهايت) . ^{[ 17 ]} ولمواجهة هذه الحرارة المرتفعة، كان لا بد من تطوير وقود نفاث جديد يُسمى JP-7 ذي ضغط بخاري منخفض. طُوّرت طريقة كيميائية لإشعال هذا الوقود، وهي ثلاثي إيثيل البوران (TEB)، لتتناسب مع انخفاض تقلباته. يشتعل ثلاثي إيثيل البوران تلقائيًا عند ملامسته للهواء عند درجة حرارة أعلى من -5 درجات مئوية. كان يُشعل المحرك وغرفة الاحتراق اللاحق باستخدام ثلاثي إيثيل البوران، كما احتوت غرفة الاحتراق اللاحق على مشعل تحفيزي يتوهج في عادم التوربين الساخن. ^{[ 18 ]} كان كل محرك مزودًا بخزان مغلق مضغوط بالنيتروجين يحتوي على 600 سم ^مكعب (21.1 أونصة سائلة إمبراطورية ؛ 20.3 أونصة سائلة أمريكية ) من مادة TEB، تكفي لما لا يقل عن 16 عملية تشغيل أو إعادة تشغيل أو إشعال للحارق اللاحق؛ وكان هذا العدد أحد العوامل المحددة لقدرة طائرة SR-71 على التحمل، حيث كان لا بد من إعادة إشعال الحارق اللاحق بعد كل عملية تزويد بالوقود جوًا. ^{[ 19 ]} عندما يحرك الطيار ذراع التحكم في الوقود من وضع الإيقاف إلى وضع الخمول، يتدفق الوقود إلى المحرك، وبعد ذلك بوقت قصير، يتم حقن حوالي 50 سم ^مكعب (1.8 أونصة سائلة إمبراطورية ؛ 1.7 أونصة سائلة أمريكية ) من مادة TEB في غرفة الاحتراق، حيث تشتعل تلقائيًا وتشعل الوقود بوميض أخضر. ومع ذلك، في بعض الظروف، كان تدفق مادة TEB يعيقه تراكم رواسب الكربون على فوهة الحقن، مما يعيق محاولات إعادة التشغيل. كانت إعادة تعبئة خزان وقود TEB مهمة محفوفة بالمخاطر؛ إذ كان طاقم الصيانة يرتدي بدلات واقية من الحريق فضية اللون. ^{[ 20 ]} في المقابل، كان تزويد الطائرة بوقود JP-7 آمنًا للغاية لدرجة أنه سُمح بإجراء بعض أعمال صيانة الطائرة أثناء التعبئة. تم اختيار الإشعال الكيميائي بدلًا من المُشعل التقليدي لأسباب تتعلق بالموثوقية، ولتقليل التعقيد الميكانيكي. يُبرَّد خزان وقود TEB بتدفق الوقود حوله، ويحتوي على قرص ينفجر في حالة زيادة الضغط، مما يسمح بتفريغ وقود TEB والنيتروجين إلى غرفة الاحتراق اللاحق.                   

تطلّب أحد مصادر الحرارة خفضًا على مرحلتين. قبل دخول نظام تبريد الوقود، كان هواء نظام التحكم البيئي الخارج من ضاغط المحرك عند درجة حرارة 666 درجة مئوية (1230 درجة فهرنهايت) شديد السخونة لدرجة استدعت استخدام هواء دافع عند درجة حرارة 404 درجة مئوية (760 درجة فهرنهايت) ^{[ 21 ]} . استُخدم الوقود المتدفق من الخزانات إلى المحركات لتبريد أنظمة تكييف الهواء، والسائل الهيدروليكي للطائرة، وزيت المحرك ، وزيت نظام تشغيل الملحقات، وخزان الاحتراق الخارجي، وخطوط التحكم في مشغل فوهة الاحتراق اللاحق. ^{[ 22 ]}    

تطلّب تطوير محرك J58 مواجهة بعضٍ من أصعب التحديات في مجال تطوير المعادن التي واجهتها شركة برات آند ويتني للطائرات حتى الآن، حيث عملت المكونات في درجات حرارة ومستويات إجهاد ومتانة غير مسبوقة. ^{[ 23 ] [ 24 ]} وقد ساهمت تقنيات التصنيع الجديدة، بالإضافة إلى السبائك الجديدة، في تحسين الخصائص الميكانيكية، وكان لا بد من تطوير طبقات طلاء سطحية لحماية المكونات.

تم تجنب التصدع المبكر لشفرات وريش التوربينات المصنوعة من سبيكة مار-إم 200 المصبوبة بالطريقة التقليدية (أي متساوية المحاور)، وهي أقوى سبيكة نيكل مصبوبة، من خلال تطوير أجزاء مصبوبة بالتصليد الاتجاهي من نفس المادة. أصبحت مار-إم 200 المصبوبة بالتصليد الاتجاهي أقوى مادة توربينية مصبوبة حتى ذلك الحين، وتم إدخالها في محركات الإنتاج. كما تم تطوير شفرات توربينية أحادية البلورة مصبوبة من مار-إم 200، مما أدى إلى تحسين مقاومة درجات الحرارة العالية، من خلال الاختبارات في محركات J58. كانت سبيكة واسبالوي أكثر السبائك استخدامًا في المحرك، بدءًا من أقراص الضاغط الدوارة عالية الطاقة وصولًا إلى المكونات المصنوعة من الصفائح. على الرغم من استخدامها في أقراص التوربينات في محركات أخرى، إلا أنها لم تكن تمتلك الخصائص المطلوبة لأقراص توربينات J58. لذلك، تم استخدام سبيكة أسترولوي ، وهي أقوى سبيكة نيكل فائقة معروفة في العالم الغربي آنذاك. استُخدمت سبيكة واسبالوي في البداية أيضًا في غلاف الموزع، وهو الجزء الذي يربط الضاغط بغرفة الاحتراق ويحتوي على أعلى ضغط في المحرك. أدى تشقق لحام غلاف الموزع إلى استخدام سبيكة إنكونيل 718 لهذا الجزء. تم رش بطانة غرفة الاحتراق اللاحق بطبقة عازلة حرارية خزفية ، والتي سمحت، جنبًا إلى جنب مع هواء التبريد من الضاغط، بالاستخدام المستمر لغرفة الاحتراق اللاحق ^{[ 25 ]} مع درجات حرارة لهب تصل إلى 1760 درجة مئوية (3200 درجة فهرنهايت) . ^{[ 12 ]}  

أُعيرت ناسا طائرتين من طراز SR-71 لأغراض بحثية. عُدّلت إحداهما لاختبار محرك صاروخي من نوع Linear Aerospike ، وزُوّدت بمحركات J58 مُحسّنة الدفع. ^{[ 5 ]} زِيدت قوة دفع المحرك بنسبة 5% لتعويض زيادة مقاومة الطائرة. وجاءت هذه الزيادة من زيادة في قوة الدفع، أو رفع درجة حرارة غاز العادم، بمقدار 42 درجة مئوية (75 درجة فهرنهايت) . وكانت هذه الزيادة محدودة بسبب الانخفاض المسموح به في عمر شفرات التوربين في المرحلة الثانية (المكون المحدد للعمر) من 400 إلى 50 ساعة. كما تناولت دراسات تحسين الدفع نفسها المستخدمة في هذا العمل زيادة إضافية بنسبة 5% في قوة الدفع من خلال وقود إضافي في غرفة الاحتراق اللاحق، والذي أصبح ممكنًا بفضل حقن المؤكسد ( أكسيد النيتروز ). وكان من الممكن أن يكون معدل أكسيد النيتروز محدودًا بسبب الاختناق الحراري للفوهة. ^{[ 26 ]}  

اعتبارًا من عام 2021يُعدّ محرك J58 المحرك الوحيد المعروف للطائرات المصمم للعمل بشكل متواصل بأقصى طاقة احتراق لاحق عند سرعات طيران عالية (ماخ). ^{[ 13 ] [ 27 ]} وقد استُخدمت خبرة محرك J58 على نطاق واسع في اقتراح محرك JTF17 لطائرة أسرع من الصوت بسرعة ماخ 2.7، نظرًا لوقت الطيران الطويل عند سرعات ماخ 2.7 وما فوق. كما استُخدم أيضًا في محركات لاحقة طورتها شركة برات آند ويتني، سواء التجارية أو العسكرية. أما محرك الاحتراق اللاحق التالي، TF30 المُثبّت في طائرة F-111، فقد استخدم فوهة ثانوية مثبتة على هيكل الطائرة مع رفارف حرة الحركة، على غرار تلك المستخدمة في طائرة SR-71. ^{[ 28 ]}

تم قياس انبعاثات محرك J58 كجزء من تجربة ناسا لدراسة آثار الاحتراق اللاحق في طبقة الستراتوسفير، والتي بحثت في الأثر البيئي لاستخدام محركات نفاثة مزودة بحارق لاحق في عمليات النقل الأسرع من الصوت. وتم اختبار محرك في غرفة محاكاة الارتفاعات العالية عند أقصى ظروف الاحتراق اللاحق الكامل بسرعة 3 ماخ وارتفاع 19.8  كيلومتر. ^{[ 29 ]}

رفض روبرت أبرنيثي، صاحب براءة اختراع برات آند ويتني، الحلول البديلة لمكافحة الآثار السلبية لارتفاع درجة حرارة المدخل على الأداء الديناميكي الهوائي للضاغط. ^{[ 14 ]} وقد استُخدم أحد هذه الحلول في تركيب معاصر. إذ استخدم ضاغط GE YJ93/ XB-70 ضاغطًا ذو دوار متغير لتجنب توقف المرحلة الأمامية واختناق المرحلة الخلفية. ^{[ 30 ]}

استُخدم حلٌّ آخر محتمل، وهو التبريد المسبق للضاغط، في محركات R-15 الخاصة بطائرة ميغ-25 . حيث كان يُحقن مزيج الماء والميثانول من أنبوب رش أمام الضاغط لخفض درجة حرارة الهواء الداخل لفترات قصيرة عند السرعة القصوى. ^{[ 31 ]} كما اقتُرح التبريد المسبق للضاغط لطائرة فانتوم الاستطلاعية التي تفوق سرعتها سرعة الصوت بثلاثة أضعاف ^{[ 32 ]} ، ولمشروع إف-106 راسكال الذي تتجاوز سرعته سرعة الصوت بثلاثة أضعاف . ^{[ 33 ]}

يتألف نظام الدفع من مدخل الهواء ، والمحرك، وغطاء المحرك أو تدفق الهواء الثانوي، وفوهة القذف ( فوهة الدفع ). ^{[ 13 ]} يتغير توزيع قوة الدفع بين هذه المكونات بتغير سرعة الطيران: عند سرعة ماخ 2.2: مدخل الهواء 13% - المحرك 73% - فوهة القذف 14%؛ عند سرعة ماخ 3.0 فأكثر: مدخل الهواء 54% - المحرك 17.6% - فوهة القذف 28.4%. ^{[ 13 ]}