El Flader J55 , también conocido como 124 dentro de la empresa, era un pequeño motor turborreactor que destacaba por el uso de un compresor de flujo axial supersónico . El desarrollo comenzó en Fredric Flader Inc. en 1947, y los primeros ejemplares se entregaron en 1949. Sin embargo, estos entregaban una potencia mucho menor de la prevista. A principios de 1952 se presentaron modelos mejorados que cumplían los requisitos de rendimiento, pero demostraban una fiabilidad muy baja. Cuando aparecieron motores pequeños de otras empresas, el proyecto J55 se canceló en 1952.
Un compresor axial consta de una serie de discos con forma de hélice , denominados "etapas", que comprimen a su vez el aire entrante. A medida que el aire se comprime, su volumen disminuye, por lo que cada etapa tiene un diámetro menor que la anterior.
En un turborreactor normal, las velocidades de rotación de los compresores están limitadas de modo que las puntas exteriores de los álabes permanecen subsónicas. Si todas las etapas se alimentan desde un eje común, esto significa que la velocidad de rotación límite estará definida por la primera etapa, que es la más grande. Las etapas posteriores funcionarán con velocidades de punta mucho más bajas, lo que va en contra del principio general de que las velocidades de rotación más rápidas son más eficientes. Los motores más grandes, como los de los aviones de pasajeros modernos, normalmente incluyen dos o tres "carretes", secciones del motor que funcionan a diferentes velocidades de rotación, lo que permite que cada sección del compresor alcance las RPM más altas posibles sin dejar de funcionar a velocidad subsónica.
Además, para que un avión pueda operar a velocidades supersónicas, normalmente utiliza una serie de rampas o conos para crear ondas de choque que reducen progresivamente la velocidad del aire hasta alcanzar velocidades subsónicas antes de que llegue al compresor. Estas entradas crean una resistencia que los motores deben superar.
Por lo tanto, un compresor que funcione a velocidades supersónicas tendría un rendimiento mejorado, al menos en teoría. Esto le permitiría operar a velocidades de rotación más altas, además de reducir o eliminar la necesidad de las complejas entradas de aire. Durante los primeros días del desarrollo de los motores, la aerodinámica supersónica no se entendía bien y no estaba claro si un motor de este tipo sería más o menos eficiente que un diseño convencional.
Para averiguarlo, entre 1946 y 1948 los ingenieros del Centro de Investigación Lewis de la NACA llevaron a cabo un programa de investigación inicial sobre etapas de compresión supersónicas. Los resultados fueron muy alentadores; no solo funcionó el diseño, sino que la relación de compresión en una sola etapa era mucho mayor que en un diseño subsónico, hasta el doble. [1] Esto permitiría construir un motor con una relación de presión general dada con menos etapas, haciéndolo más pequeño, más ligero y menos complejo.
Fredric Flader Inc. se formó en 1944 para desarrollar pequeños motores de turbina, inicialmente basados en un contrato con la Fuerza Aérea del Ejército de los EE. UU. para un turbohélice de 5900 shp (4400 kW), el T33-FF-1. Flader abrió una nueva planta en Tonawanda, Nueva York para desarrollar el motor, pero el Ejército canceló el proyecto poco después. [2] La empresa se salvó gracias a un contrato de la Marina de los EE. UU. para una turbina de 8 pulgadas de diámetro (200 mm) para energía de emergencia en barcos pequeños, pero este contrato lo ganó más tarde Solar Turbines y el trabajo en Flader terminó.
En 1946, el Ejército comenzó a desarrollar los requisitos para una serie de tres aviones no tripulados, uno de los cuales era un avión no tripulado de alta velocidad controlado por radio, el XQ-2. Ryan Aeronautical ganó el contrato con su diseño Firebee , y el 7 de febrero de 1947, el Power Plant Laboratory en el Wright Air Development Center lanzó una licitación para un pequeño motor para impulsar la estructura del avión Ryan. [2] La propuesta de Flader, del 26 de abril de 1947, proponía utilizar un compresor supersónico para construir un pequeño motor adecuado para el diseño. Predijeron que el compresor tendría una relación de presión de aproximadamente 2,75, aproximadamente el doble de la de los diseños convencionales. Esto fue suficiente para que solo se necesitara un solo compresor de flujo centrífugo para completar el ciclo de compresión del motor. [3]
A pesar de los riesgos involucrados, la propuesta de Flader ganó la licitación y el desarrollo comenzó dos meses después.
Flader trabajó en estrecha colaboración con los ingenieros de Lewis. En junio de 1948, les enviaron una versión preliminar del compresor para que la probaran, y el rendimiento fue muy inferior al previsto. Y lo que es peor, contrariamente a lo esperado, el rendimiento disminuyó al aumentar la velocidad de rotación, lo contrario de lo que habían sugerido las investigaciones anteriores de Lewis, que fue una de las principales razones para utilizar el diseño. Esto se atribuyó posteriormente a una gruesa capa límite en las palas. Además, después de unas 35 horas de funcionamiento, se descubrió que los bordes delanteros de las palas del compresor estaban curvados, aparentemente debido a cargas aerodinámicas extremadamente altas. [4]
A mediados de 1949, Flader entregó dos motores de potencia reducida, los XJ55-FF-1, a la Fuerza Aérea para que los probara. Estos entregaban solo 450 lbf (2000 N) de empuje, muy por debajo de lo que se necesitaba para propulsar al Firebee. [4] Sin embargo, Flader continuó trabajando en el diseño, y había mejorado mucho a fines de 1951. En enero de 1952 entregaron uno de estos modelos mejorados y el 24 de enero funcionó a 700 lbf (3100 N), cumpliendo con los requisitos. Sin embargo, durante una segunda prueba el 31 de enero, el motor falló poco después de funcionar durante un minuto a 700 lbf (3100 N). [5]
Aunque parecía que el diseño básico era capaz de ofrecer el rendimiento prometido, en ese momento estaba lejos de ser un diseño completo. Tanto el peso como el consumo de combustible superaban las estimaciones de diseño, los diversos sistemas de apoyo, como las bombas de combustible y aceite, no eran autónomos y el motor seguía siendo susceptible a picos de presión en el compresor. Flader estimó que se necesitarían otros tres años de desarrollo para solucionar estos problemas. [5]
En ese momento, habían llegado al mercado dos nuevos motores pequeños con aproximadamente la potencia requerida, el Fairchild J44 y el Continental J69 , una versión con licencia del Turbomeca Marboré francés . La Fuerza Aérea decidió utilizar el J69 en el Firebee y canceló el desarrollo del J55 poco después. [5]
Flader realizó otros diseños únicos, pero no encontró trabajo duradero en el campo y finalmente subarrendó sus plantas a Eaton Manufacturing en 1955. Eaton siguió adelante y Flader cerró el 2 de septiembre de 1957. [6]
El J55 parecía en general un motor de flujo axial convencional, pero la sección de equipamiento estaba ubicada delante del motor en una zona de rotor de gran tamaño. Detrás del rotor se encontraba el área de admisión y la etapa del compresor supersónico. Detrás de ésta se encontraba la etapa centrífuga única, en una sección cilíndrica separada. A ésta le seguía un área de combustión canular y luego una etapa de turbina única. [7]
Datos de Aircraft Engines of the World 1949, [8] Jane's All the World's Aircraft 1949-50, [9] Vuelo 11 de mayo de 1951 [7]