パワージェット W.2

W.2
ファーンバラ航空科学トラストに展示されている Power Jets W.2/700 (背面図)。
タイプターボジェット
メーカーローバー・カー・カンパニー
最初の実行 1941年頃
主な用途
開発元パワージェット W.1
開発されて

パワージェッツW.2は、フランク・ホイットルとパワージェッツ（リサーチ・アンド・デベロップメント）社によって設計されたイギリス製のターボジェットエンジンです。以前のパワージェッツW.1と同様に、逆流燃焼方式を採用し、両面遠心圧縮機、10個の燃焼室、そして空冷ディスクを備えた軸流タービンを備えています。ロールス・ロイス・ウェランドとして生産が開始され、実用機であるグロスター・ミーティアに搭載された最初のイギリス製ジェットエンジンとなりました。

設計と開発

1940年、航空省はグロスター航空機会社と、 F.9/40の要件を満たす新型双発ジェット戦闘機の試作契約を締結しました。この機体は後にグロスター・ミーティアとなりました。同時に、パワージェッツ社は同機に搭載する新型エンジンの設計を認可されました。[ 1 ] W.2は1940年代初頭にローバー・カー・カンパニーとの契約に基づき製造されました。パワージェッツ社とローバー社との関係はやや緊張しており、W.2の開発は非常に遅れていました。

1942年後半、ローバー社はランカシャー州バーンロードスウィックのジェットエンジン工場をノッティンガムのロールスロイス ミーティア戦車エンジン工場と金銭のやり取りなしで交換することに同意した。英国政府の強い要請により、ロールスロイスはその後W.2プロジェクトの管理を引き継ぎ、フランク・ホイットルと彼のパワージェッツの小さなチームは顧問として活動した。[ 2 ]彼らは協力してW.2の問題を解決し、最終的に1,600ポンド力（7.1 kN）のロールスロイス ウェランドエンジンとしてエンジンを量産した。これらのエンジンはグロスター ミーティアF Mk1と初期のF Mk3に搭載され、1944年に就役した。

1939年に英国王立航空機協会（RAE）のエンジン部門から最初の提案があった後、同協会のパイストック部門は、エンジンの排気ノズルに燃料を噴射する技術（後にリヒートとして知られる）を実験しました。この技術は、パワージェッツ社とパイストックの人員が合併した後にさらに改良されました。リヒートは後にミーティアIのW.2/700エンジンで飛行試験されました。この技術により、ミーティアの速度は時速30～40マイル（約48～64キロメートル）向上しました。[ 3 ]

変種

バーンロズウィックで製造されたローバー社のエンジンの名称には、社内設計番号に加えて「B」の接頭辞が付けられていました（例：「B.23」）。その後、設計がロールス・ロイス（RR）に移管された後、アメリカの爆撃機の名称（例：「RB.23」）との混同を避けるため、さらに「R」が付加され、「RB」に変更されました。この「RB」の名称体系は、現在もロールス・ロイス社内で使用されています。

ミッドランド航空博物館に展示されているローバーW.2B/26。この設計は後にダーウェントとなる。
W.2
設計推力は1,600ポンド力（7.1 kN）、乾燥重量は約850ポンド（390 kg）。初期の型では、圧縮機のサージや排気ガス温度の上昇を伴わずに1,000lbfを超える推力を得ることはできなかった。エンジンはMAPへの下請け契約に基づきローバー社で製造された。ホイットルがW.2の設計を再評価した結果、排気ガス速度がマッハ1に近づくと計算されたため、W.2の設計はすぐに放棄され、W.2Bに置き換えられた。
W.2 マークIV
W.2はブリティッシュ・トムソン・ヒューストン（BTH）社によって製造されたが、設計上の想定に対して脆弱であることが判明したため、パワージェッツ社によって段階的に変更され、W.2Bの設計に合致したものとなった。1941年10月10日、「有効な試験」を終えた後、欠陥のある新しいインペラの鍛造による破裂により大破した。[ 4 ]
W.2Y
直接流「直通」燃焼室設計、1940 年 5 月、製造されず。
W.2B/ローバーB.23
最初の2基のエンジンはローバー社で「B.23」として製造され、1基はE.28/39 W4046/Gに搭載された。[ 5 ]他のユニットはBTH社とパワージェッツ社で製造された。[ 6 ]当初、エンジンはレックス78タービンブレードの故障に見舞われ、米国のゼネラル・エレクトリック社（GE）は1942年7月にローバー社にハステロイBブレードの改良セットを数セット送った。ブレードの材質は後にニモニック80に変更された。[ 7 ]エンジン設計は後にロールスロイス社に移管され、 B.23ウェランドのプロトタイプが製造され、米国でもGE IAとして製造された。[ 8 ]このエンジン用に 再設計された「B.23」燃焼室はジョセフ・ルーカス社によって設計された。[ 9 ]
W.2B マーク II
MAP承認を受けたローバー社による再設計。ローバー/RR社設計の10ベーンディフューザーと、より少ない枚数で幅広のブレードを備えた新型タービンを採用。1941年12月までに、サージングなしで1,510ポンド力（6.7 kN）の出力を達成。[ 10 ]
W.2B/500 - ローバー B.26
W.2B のタービンブレードを延長し、W.2B Mark II のディフューザーと新しいブロワーケースとタービン設計を使用して、16,750 rpm で 1,850 ポンド力 (8.2 kN) を実現。1942 年 9 月に初運転し、1,755 ポンド力 (7.81 kN) を達成。Sfc 、 1.13 lb/(hr lbf)、ジェットパイプ温度 606°C。当初は 14,000 rpm で共振が発生し、インペラブレードが割れた。MAP 承認の再設計により、ローバー社のエイドリアン・ロンバードとジョン・ヘリオット (後者は AID のメンバー) が直列燃焼室を備えた B.26 として再設計し、4 基のテストエンジンを製造した後、RR に設計が引き継がれ、より大きな空気流量を実現した再設計によりB.37 ダーウェントとなった。[ 11 ] 'B.26' の燃焼室はジョセフ・ルーカス社が設計。
W.2/700
新型「タイプ16」圧縮機ディフューザー、新型圧縮機ケーシング、GEから移設された改良型圧縮機ローター[ 12 ]の採用により、圧縮機効率は80%、ニモニック80タービンブレード、静推力は16,700rpmで2,000ポンド力(8.9 kN)を実現。1944年までに、圧力比4:1で2,485ポンド力(11.05 kN)を出力[ 13 ] 、 W.1と同サイズのエンジンで空気流量47.15 lb/sを実現[ 14 ]。Sfc 、ジェットパイプ温度647°Cで1.05 lb/(hr lbf)。Meteor I EE215/Gで再加熱飛行試験を実施し、最高速度が420 mphから460 mphに向上。[ 15 ] E.28/39 W4046/G で高度30,000フィートで時速505マイルの飛行試験を実施。[ 16 ]また、後部にダクテッドファンを装備した状態で地上試験も実施。[ 17 ]
W.2/800
W.2/700は、推力を高めるためにタービンブレードを延長した。タービンブレードの故障に悩まされた。
W.2/850
16,500 rpm で 2,485 ポンド力 (11.05 kN) のより大きな推力と、950 ポンド (430 kg) のより高い乾燥重量を実現した開発バージョンです。
ロールスロイス B.23 ウェランド
メテオI型ロケット用のW.2B/ローバーB.23の量産型。静推力1,600ポンド力（7.1 kN）を発生。Sfc、1.12 lb/(hr lbf)。100機が生産。V -1ロケット追尾用ノズルインサートにより推力1,700ポンド力（7.6 kN）に向上。500時間の型式試験を経て、オーバーホール間隔150時間（TBO）でメテオI型ロケットに搭載。[ 18 ]
ロールスロイス B.37 ダーウェント I
W.2B/500とローバーB.26をベースにしたミーティアIII向けの複合設計。「トロンボーン」スタイルのW.2構成をそのまま発展させ、ウェランド向けに既に完成していた圧縮機ケーシングと新型RRディフューザーを使用し、圧縮機とタービンの空気とガスの流量を25%増加させることで、静推力2,000ポンド力（8.9kN）を実現。1943年7月に初試験。500時間の型式試験を経て、ミーティアIIIに搭載され、TBO150時間で就役した。

アプリケーション

以下の航空機はテスト目的のみに使用されました。

W.2B/700は、マイルズM.52超音速研究機に搭載される予定でした。超音速飛行に必要な推力を得るために、タービン駆動の「オーグメンター」ダクテッドファン（ターボファンの初期形態）を採用したエンジンが開発されました。第4オーグメンターはエンジンの後方に設置され、エンジン周囲のダクトを通して新鮮な空気を吸い込みます。この空気は、世界初の「再熱ジェットパイプ」またはアフターバーナー（実際にはごく初期のアソディッドまたはラムジェット）に供給され、さらに出力が高められました。W.2/700、ターボファンオーグメンター、そして再熱/ラムジェットの組み合わせによって、計画されていた時速1,000マイル（約1,600km）の航空機に必要な出力が得られると期待されていました。[ 19 ]

展示されているエンジン

仕様（W.2/850）

ジェーンズのデータ​​[ 20 ]

一般的な特徴

コンポーネント

  • 圧縮機：単段両面遠心流
  • 燃焼器：10逆流式
  • タービン：単段軸流
  • 燃料の種類: 灯油

パフォーマンス

  • 最大推力：16,500 rpmで2,485 lbf（1,127 kgf）
  • 総圧力比：4：1
  • 空気質量流量: 47 ポンド/秒 (21 kg/秒)
  • 燃料消費量: 2,610ポンド/時 (1,185 kg/時)
  • 推力重量比：2.6

参照

関連開発

関連リスト

参考文献

注記

  1. ^スミス 1946年、87ページ。
  2. ^フッカー 1984、第3章。
  3. ^ “Correspondence” . 2016年4月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  4. ^ 「ホイットルジェット推進ガスタービンの初期の歴史」（PDF） 。2015年9月24日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。
  5. ^ “Flight” . 2016年4月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  6. ^ "「リバークラス」の進化。 2016年3月5日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  7. ^ 「ターボ機械の歴史的進化」(PDF) 。2016年5月12日時点のオリジナル(PDF)からのアーカイブ。
  8. ^ 「ホイットルジェット推進ガスタービンの初期の歴史」 。 2016年4月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  9. ^ “Combustion Research” . 2016年4月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  10. ^ 「ターボ機械の歴史的進化」(PDF) 。2016年5月12日時点のオリジナル(PDF)からのアーカイブ。
  11. ^ "「リバークラス」の進化。 2017年7月3日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  12. ^「世界航空エンジン百科事典 - 第5版」ビル・ガンストン著、サットン出版、2006年、160ページ
  13. ^ 「ターボ機械の歴史的進化」(PDF) 。2016年5月12日時点のオリジナル(PDF)からのアーカイブ。
  14. ^ “Correspondence” . 2016年4月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月16日閲覧。
  15. ^ 「『高度制限』という見出しの下に、制限シートの項目にはこう記されている」 。 2016年5月7日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年4月19日閲覧。
  16. ^ “Britain's Turbine Aircraft\” . 2016年5月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年4月25日閲覧。
  17. ^「世界航空エンジン百科事典 - 第5版」ビル・ガンストン著、サットン出版、2006年、160ページ
  18. ^「世界航空エンジン百科事典 - 第5版」ビル・ガンストン著、サットン出版、2006年、192ページ
  19. ^エリック・ブラウン 2012年、「マイルズM.52：超音速飛行への入り口」
  20. ^ジェーンズ 1989年、266ページ。

参考文献

  • ガンストン、ビル著『世界航空エンジン百科事典』ケンブリッジ、イギリス、パトリック・スティーブンス社、1989年、ISBN 1-85260-163-9
  • ジェーンの第二次世界大戦の戦闘機. ロンドン. Studio Editions Ltd., 1998. ISBN 0-517-67964-7
  • スミス、ジェフリー G.航空機用ガスタービンとジェット推進、ロンドン SE1、Flight Publishing Co.Ltd.、1946 年。
  • ケイ、アンソニー・L. (2007). 『ターボジェットの歴史と発展 1930-1960』 第1巻（第1版）. ラムズベリー: クロウッド・プレス. ISBN 978-1-86126-912-6。
  • フッカー卿スタンレー著『エンジニアとしては大したことない』エアライフ社、イギリス、1984年。ISBN 0 906393 35 3
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