El Rolls-Royce Pegasus es un motor turbofán británico diseñado originalmente por Bristol Siddeley . Fue fabricado por Rolls-Royce plc . El motor no solo puede propulsar un avión a reacción hacia adelante, sino también dirigir el empuje hacia abajo a través de toberas giratorias . [1] Los aviones ligeramente cargados equipados con este motor pueden maniobrar como un helicóptero . En particular, pueden realizar despegues y aterrizajes verticales . [2] En servicio en EE. UU., el motor se designa F402 .
Originalmente llamado Bristol Siddeley Pegasus, el motor propulsa todas las versiones de la familia Harrier de aviones militares multifunción . Rolls-Royce otorgó licencia a Pratt & Whitney para construir el Pegasus para las versiones construidas en EE. UU. Sin embargo, Pratt & Whitney nunca completó ningún motor, y todos los nuevos fueron fabricados por Rolls-Royce en Bristol, Inglaterra. El Pegasus también fue el motor planificado para varios proyectos aeronáuticos, entre los que se encontraban los prototipos del proyecto de transporte militar alemán Dornier Do 31 VSTOL. [3]
El diseñador de aviones francés Michel Wibault tuvo la idea de utilizar empuje vectorial para aviones de despegue vertical. Este empuje provendría de cuatro ventiladores centrífugos accionados por un eje de turbohélice Bristol Orion , y el escape de cada ventilador se vectorizaría mediante la rotación de las volutas del ventilador. [4] Aunque la idea de vectorizar el empuje era bastante novedosa, el motor propuesto se consideró demasiado pesado. [5]
Como resultado, un ingeniero de Bristol Engine Company , Gordon Lewis , comenzó en 1956 a estudiar conceptos de motor alternativos, utilizando, cuando fuera posible, componentes de motor existentes de las series de motores Orpheus y Olympus . El trabajo fue supervisado por el director técnico Stanley Hooker . Un concepto que parecía prometedor fue el BE52, que inicialmente utilizó el Orpheus 3 como núcleo del motor y, en un eje coaxial separado, las dos primeras etapas de un compresor Olympus 21 LP, que actuaba como un ventilador, entregando aire comprimido a dos toberas de vectorización de empuje en la parte delantera del motor. En este punto del ejercicio de diseño, el escape de la turbina LP se descargaba a través de una tobera trasera convencional. Había entradas separadas para el ventilador y el compresor del núcleo porque el ventilador no sobrealimentaba el compresor del núcleo.
Aunque el BE.52 era un motor autónomo y más ligero que el concepto de Wibault, seguía siendo complicado y pesado. Como resultado, el trabajo sobre el concepto BE.53 comenzó en febrero de 1957. En el BE.53, las etapas Olympus se instalaron cerca de las etapas Orpheus, simplificando así los conductos de admisión. Las etapas Olympus ahora sobrealimentaban el núcleo Orpheus, mejorando la relación de presión general, [6] creando lo que ahora se considera una configuración de turbofán convencional.
Durante un año, Bristol diseñó el motor de forma aislada, sin apenas comentarios de los distintos fabricantes de fuselajes que contaban con datos. Sin embargo, en mayo de 1957, el equipo recibió una carta de apoyo de Sydney Camm , de Hawker Aviation, en la que se indicaba que estaban buscando un sustituto para el Hawker Hunter . El diseñador de la aeronave, Ralph Hooper , sugirió tener las cuatro toberas de empuje vectorial (originalmente sugeridas por Lewis), con gases calientes saliendo de las dos traseras. Las posteriores discusiones conjuntas ayudaron a refinar el diseño del motor.
El Libro Blanco de Defensa de 1957 , que se centraba en los misiles y no en los aviones tripulados (que se declararon "obsoletos"), no fue una buena noticia, porque impedía cualquier apoyo financiero gubernamental futuro para el desarrollo de aviones de combate tripulados que no estuvieran ya en funcionamiento. Esto impidió cualquier apoyo financiero oficial para el motor o el avión por parte del Ministerio de Defensa . [7] Afortunadamente, el desarrollo del motor recibió un apoyo financiero del 75% del Programa de Desarrollo de Armas Mutuas ; Verdon Smith de Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL), en la que Bristol Engines se había convertido para entonces tras su fusión con Armstrong Siddeley , aceptó rápidamente pagar el resto. [7]
El primer prototipo de motor (uno de los dos BE53/2 construidos) funcionó el 2 de septiembre de 1959 y contaba con un ventilador de dos etapas y utilizaba el núcleo Orpheus 6. Aunque el ventilador estaba en voladizo, se incorporaron álabes guía de entrada. El carrete de alta presión comprendía un compresor de siete etapas impulsado por una turbina de una sola etapa. Una turbina de baja presión de dos etapas impulsaba el ventilador. No había cámara de distribución a la salida del ventilador, pero se instalaron cuatro toberas de vectorización de empuje.
El desarrollo posterior del motor se realizó en paralelo con el desarrollo del avión Hawker P.1127 . El avión voló por primera vez (en vuelo estacionario) el 21 de octubre de 1960, con motor BE53/3 (Pegasus 2). El vuelo estacionario libre se logró el 19 de noviembre del mismo año. La transición al vuelo con alas se produjo en 1961. Las versiones posteriores del P.1127 fueron equipadas con el Pegasus 3 y, finalmente, con el Pegasus 5.
El Pegasus 5 también se utilizó en el Kestrel , un refinamiento del P.1127, del cual se construyeron nueve para un ejercicio de evaluación tripartito. El Kestrel se desarrolló posteriormente para convertirse en el avión de combate Harrier. Cuando se construyó el Pegasus 5/2, tanto el ventilador como el compresor de alta presión se habían puesto a cero y se había añadido una segunda etapa a la turbina de alta presión.
Las pruebas de vuelo y el desarrollo del motor no recibieron financiación gubernamental; la financiación del avión provino enteramente de Hawker.
Los primeros motores apenas tenían suficiente empuje para levantar el avión del suelo debido a problemas de aumento de peso. Las pruebas de vuelo se llevaron a cabo inicialmente con el avión atado, y el primer vuelo estacionario libre se logró el 19 de noviembre de 1960. La primera transición del vuelo estacionario estático al vuelo convencional se logró el 8 de septiembre de 1961. Originalmente se temía que el avión tuviera dificultades para realizar la transición entre vuelo nivelado y vertical, pero durante las pruebas se descubrió que era extremadamente simple. Las pruebas mostraron que debido a la extrema relación potencia-peso, solo se necesitaban unos pocos grados de movimiento de la tobera para que el avión se moviera hacia adelante lo suficientemente rápido como para producir sustentación desde el ala, y que incluso en un ángulo de 15 grados el avión aceleraba muy bien. El piloto simplemente tenía que mover el control de la tobera hacia adelante lentamente. Durante la transición de horizontal a vertical, el piloto simplemente desaceleraba a aproximadamente 200 nudos y giraba las toberas hacia abajo, permitiendo que el empuje del motor tomara el control mientras el avión desaceleraba y las alas dejaban de producir sustentación. [8]
La RAF no se mostró muy convencida de la idea de los aviones VTOL y describió todo el proyecto como un juguete para el público . El primer prototipo, el P1127, realizó un aterrizaje muy duro en el Salón Aeronáutico de París de 1963.
Bristol Engines continuó con la fabricación en serie y el diseño y desarrollo de mejoras para producir mayores empujes hasta 1966, cuando Rolls-Royce Ltd compró la empresa. Un diseño de motor relacionado, el Bristol Siddeley BS100 de 39.500 lbf (con recalentamiento ) para un caza VTOL supersónico (el Hawker Siddeley P.1154 ), no se desarrolló para producción, ya que el proyecto del avión se canceló en 1965.
En 1970, la NASA diseñó y ofreció un derivado del Pegasus con un empuje de 26 000 lb y sin vector que funcionara con hidrógeno líquido , el RB.420, en respuesta a un requerimiento de la NASA de un motor para impulsar el transbordador espacial proyectado en su vuelo de regreso a través de la atmósfera. Finalmente, la NASA eligió un diseño de transbordador que utilizara un retorno planeado sin motor. [9]
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El turbofán de empuje vectorial Pegasus es un diseño de dos ejes con tres etapas de compresor de baja presión (LP) y ocho de alta presión (HP) impulsadas por dos etapas de turbina LP y dos HP respectivamente. Es el primer turbofán que tiene el ventilador delante del cojinete delantero del eje LP. Esto eliminó la necesidad de puntales de soporte de cojinetes delante del ventilador y el peligro de formación de hielo que conlleva. Inusualmente, los carretes LP y HP giran en direcciones opuestas, lo que reduce significativamente los efectos giroscópicos que de otro modo causarían problemas de control de la aeronave a bajas velocidades de la aeronave. Las palas LP y HP están hechas de titanio. El ventilador es un diseño transónico y el flujo de aire es de 432 lb/s. [7] El motor emplea un sistema de vectorización de empuje simple que utiliza cuatro toberas giratorias, lo que le da al Harrier empuje tanto para la elevación como para la propulsión hacia adelante, lo que permite el vuelo STOVL .
El sistema de combustión es un combustor anular con quemadores vaporizadores de baja presión ASM . [7]
El arranque del motor se realizó mediante un arrancador de turbina de gas/ APU combinado, montado en la parte superior . [7]
Las toberas delanteras, que están hechas de acero, se alimentan con aire del compresor LP, y las toberas traseras, que son de Nimonic con escape de chorro caliente (650 °C). [7] La división del flujo de aire es de aproximadamente 60/40 adelante/atrás. [10] Las toberas giran utilizando cadenas de motocicleta impulsadas por motores de aire alimentados por aire del compresor HP. Las toberas giran en un rango de 98,5 grados. [7]
El motor está montado en el centro del Harrier y, como resultado, fue necesario quitar el ala para cambiar el motor después de montar el fuselaje sobre caballetes. El cambio llevó un mínimo de ocho horas, aunque utilizando las herramientas y el equipo de elevación adecuados, esto podría lograrse en menos de cuatro. [11] [12]
El empuje máximo de despegue disponible del motor Pegasus está limitado, especialmente a temperaturas ambiente más altas, por la temperatura de los álabes de la turbina. Como esta temperatura no se puede medir de forma fiable, los límites operativos se determinan por la temperatura del tubo de inyección. Para permitir que la velocidad del motor y, por lo tanto, el empuje aumenten para el despegue, se rocía agua en la cámara de combustión y la turbina para mantener la temperatura de los álabes a un nivel aceptable.
El agua para el sistema de inyección se encuentra en un tanque ubicado entre la sección bifurcada del conducto de escape trasero (caliente). El tanque contiene hasta 500 lb (227 kg, 50 galones imperiales ) de agua destilada. El caudal de agua para la reducción de temperatura de la turbina requerida es de aproximadamente 35 gpm (galones imperiales por minuto) durante una duración máxima de aproximadamente 90 segundos. La cantidad de agua transportada es suficiente y apropiada para la función operativa particular de la aeronave.
La selección de las clasificaciones de motor de inyección de agua (Lift Wet/Short Lift Wet) da como resultado un aumento en los límites de velocidad del motor y de temperatura del tubo de inyección más allá de las clasificaciones secas (sin inyección) respectivas (Lift Dry/Short Lift Dry). Al agotar el suministro de agua disponible en el tanque, los límites se restablecen a los niveles "secos". Una luz de advertencia en la cabina proporciona una advertencia anticipada del agotamiento del agua al piloto.
Los motores Pegasus están en exposición pública en los siguientes museos:
Datos de [16]
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