Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
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Un motore Olympus 593 esposto presso l'Imperial War Museum a Duxford
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Descrizione generale
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Costruttore
| Rolls-Royce Limited
/
SNECMA
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Tipo
| turbogetto
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Combustione
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Combustibile
| Jet A1
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Compressore
| assiale
a 7 stadi di bassa pressione e 7 stadi di alta pressione
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Turbina
| uno stadio di alta pressione, uno stadio di bassa pressione
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Uscita
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Spinta
| 139,4
kN
(31 350
lbf
)
162,9 kN (38 050 lbf) con
postbruciatore
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Dimensioni
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Lunghezza
| 7,112
m
(280
in
)
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Diametro
| 1,212 m (47,75 in)
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Rapporti di compressione
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del compressore
| 15,5:1
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Peso
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A vuoto
| 3 175
kg
( 7 000
lb
)
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Prestazioni
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Consumo specifico
| 1,195 - 1,39 lb/(lbf h)
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Utilizzatori
| Concorde
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Note
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dati riferiti alla versione 593 Mk610
[1]
[2]
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Il
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
era un
motore aeronautico
turbogetto
prodotto da una
joint venture
anglo-francese per il velivolo civile da trasporto supersonico
Concorde
.
Con l'ingresso in linea del Concorde, l'Olympus 593 e stato il primo motore con
postbruciatore
ad entrare in servizio su un velivolo commerciale civile.
Il 29 novembre del 1962 venne dato il via ad una collaborazione tra la
britannica
Bristol Siddeley
(poi incorporata per acquisizione nella
Rolls-Royce Limited
nel 1966
[3]
) e la
francese
Snecma
per la progettazione di un motore da impiegarsi su un nuovo velivolo da trasporto civile supersonico.
[4]
A partire dal luglio del 1964 vennero provate al banco delle versioni di preserie, denominate 593D (
D
erivate
), basate sul motore
Olympus
320 installato sul
BAC TSR-2
. Il contemporaneo cambiamento nelle specifiche di progetto del Concorde rese necessario lo sviluppo di una versione maggiorata, denominata prima 593B (
B
ig
)
[5]
e poi solo 593, che inizio le prove al banco nel novembre del 1965. In entrambe le versioni vennero sperimentate nuove soluzioni tecnologiche per il raffreddamento degli statori e delle palette della turbina.
[6]
Lo sviluppo del generatore di gas e degli accessori del motore era di competenza della Bristol Siddeley, mentre la Snecma era responsabile della
presa d'aria
a geometria variabile, del
postbruciatore
, dell'
ugello di scarico convergente-divergente
, degli
inversori di spinta
e del sistema per la riduzione del rumore.
Nel giugno del 1966 un Olympus 593 completo di ugello a geometria variabile fu provato per la prima volta in
Francia
presso la base aerea di Melun-Villaroche nella regione dell'
Ile-de-France
. A
Bristol
vennero invece condotte le prove in volo installando il motore con i suoi accessori sotto la fusoliera di un bombardiere
Avro 698 Vulcan
appositamente modificato.
[6]
A causa delle limitazioni aerodinamiche del Vulcan, le prove furono limitate a velocita inferiori a
Mach
0,98. Durante queste prime prove il 593 sviluppo 157 kN di spinta (164 kN con il postbruciatore), ottenendo un risultato superiore alle specifiche di progetto previste per il motore.
[6]
[7]
Nel gennaio del 1968, l'Olympus 593 dopo 100 ore di volo sul Vulcan venne autorizzato al volo sui prototipi del Concorde. Il 2 marzo del 1969 il prototipo 001 del Concorde decollo per la prima volta spinto da quattro motori Olympus 593.
Nell'aprile del 1975 il motore venne certificato per l'uso civile.
[1]
Furono studiate anche versioni piu potenti e silenziose del motore con uno stadio aggiuntivo di turbina e un compressore di diametro maggiore che avrebbe eliminato la necessita del postbruciatore e aumentato l'autonomia, ma il cattivo andamento delle vendite del Concorde precluse lo sviluppo di una versione 'B'.
[8]
A differenza di un
turbogetto
semplice in cui i gas di scarico a valle della turbina vengono lasciati espandere nell'ugello fornendo la spinta, nell'Olympus erano fatti passare prima in un
postbruciatore
che li riscaldava nuovamente aumentando il salto
entalpico
a disposizione del fluido per la sua espansione nell'ugello. Questa "ri-energizzazione" del fluido consentiva un aumento della spinta, a discapito di un maggior consumo di carburante. Il postbruciatore veniva azionato sul Concorde solo al decollo e nell'accelerazione del velivolo da una velocita poco inferiore a Mach 1 fino a Mach 1,7. La fase di crociera avveniva a postbruciatore spento.
Il sistema di controllo delle rampe mobili della presa d'aria era fondamentale per evitare che le
onde d'urto
potessero provocare lo stallo o il
pompaggio
(
surge
) del compressore e relativo spegnimento del motore. Le rampe venivano disposte secondo una geometria tale da rallentare il flusso d'aria
supersonico
a velocita subsoniche.
[9]
Questo risultato veniva ottenuto mediante una opportuna serie di
onde d'urto oblique
che rallentavano la velocita aumentando contemporaneamente la pressione dell'aria in ingresso al motore. Durante il decollo, quando la richiesta di aria era massima e la velocita di avanzamento minima, le rampe erano retratte e pannelli ausiliari si aprivano per consentire una maggior portata di aria in ingresso al compressore. A velocita prossime a Mach 0,7 i pannelli si richiudevano, mentre intorno a Mach 1,3 le rampe iniziavano a cambiare configurazione.
Per raggiungere la necessaria precisione nel controllo delle rampe della presa d'aria fu introdotto nel 1972 un
sistema di controllo
digitale
. Questo controllo calcolava anche la corretta velocita di rotazione dell'albero motore necessaria ad evitare fenomeni di
surge
nel compressore per tutte le condizioni di volo.
Il rapporto di compressione totale ottenuto grazie alla presa d'aria e al compressore era, a velocita supersoniche, di circa 80:1.
[10]
Il motore aveva due alberi concentrici con sette stadi di compressore montati su ciascun albero. I dischi e le palette dei sette stadi del compressore di bassa pressione erano in titanio, cosi come i primi tre stadi del compressore di alta pressione. I restanti 4 stadi di alta pressione erano costruiti con un metallo resistente alle alte temperature normalmente generate a velocita supersonica.
[1]
Nei primi modelli di 593 la camera di combustione era costituita da otto camere tubolari interconnesse che, pero, non garantivano una combustione efficiente ed erano responsabili di un'intensa fumosita allo scarico. Nel 1970, a partire dalla versione 593 Mk602, venne introdotta una nuova camera di combustione di tipo anulare, con 16 ugelli che, grazie anche alla maggiore temperatura presente, vaporizzavano il carburante invece di atomizzarlo solamente. Questa soluzione permise di eliminare la fumosita, ma diminui anche la vita operativa del componente, piu sollecitato termicamente e soggetto a
cricche
, erosione e bruciature. Nel 1981 una nuova camera di combustione in
Nimonic 263
con rivestimenti ceramici e miglior raffreddamento risolse anche questi problemi.
[5]
I sette stadi del compressore di alta pressione erano collegati da un albero ad uno stadio di turbina di alta pressione mentre gli altri sette erano collegati da un altro albero, concentrico al primo, ad uno stadio di turbina di bassa pressione. Gli statori e le palette della turbina di alta, cosi come le palette della turbina di bassa pressione, erano raffreddati da aria prelevata dal compressore di alta pressione che veniva fatta passare attraverso piccoli fori disposti lungo la superficie delle palette e degli statori in modo da creare una sorta di pellicola protettiva contro le alte temperature dei gas di scarico.
[1]
[5]
La necessita di ottimizzare l'area frontale del motore in modo da ridurre la resistenza di forma in crociera unita alla necessita di elevate velocita dei gas di scarico, porto alla scelta di un turbogetto semplice. Questa configurazione, pero, risultava penalizzata nelle prestazioni al decollo e nelle fasi di accelerazione fino alla velocita di crociera supersonica. Per consentire la disponibilita temporanea di una "extra-spinta" fu necessario introdurre un postbruciatore. Questo componente garantiva un incremento del 20% della spinta, ma solo per portare il Concorde dal decollo fino alla quota di 1 000
piedi
era necessario bruciare 1 000 kg di combustibile in piu.
[5]
Originariamente il postcombustore del 593 doveva essere di esclusiva competenza della Snecma, ma in seguito alle difficolta incontrate nel disegno del sistema di iniezione del carburante e degli stabilizzatori di fiamma, anche la Rolls-Royce partecipo al progetto.
[5]
Il postbruciatore era costituito da un sistema integrato per l'iniezione e l'accensione iniziale della fiamma che veniva poi "ancorata" ad uno stabilizzatore anulare. La complessita del sistema risiedeva nella necessaria sincronizzazione dei flussi aria e di combustibile con la geometria dell'ugello di scarico.
[5]
L'ugello consisteva di due sezioni variabili. La prima, piu interna, costituita da 36 petali di cui 18 comandati da attuatori pneumatici, determinava la geometria della gola dell'ugello coerentemente con le condizioni di funzionamento del motore.
La seconda, piu esterna, era costituita da due "conchiglie" che aprendosi quando necessario gestivano la parte divergente dell'ugello, oltre che funzionare come inversore di spinta quando venivano chiuse completamente.
[5]
Su questo motore fu sviluppato il primo sistema di controllo del motore (
FADEC
).
- Francia
-
Regno Unito
- ^
a
b
c
d
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EN
)
Jane's,
ROLLS-ROYCE SNECMA OLYMPUS
, luglio 2000.
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On the sub-critical stability of variable ramp intakes at Mach numbers around 2
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PDF
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(archiviato dall'
url originale
il 21 luglio 2011)
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