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General Electric F101

Le General Electric F101 est un turborĂ©acteur Ă  double flux Ă  postcombustion et taux de dilution moyen de conception amĂ©ricaine, conçu par le motoriste General Electric Aircraft Engines[2]. Premier turbofan Ă  postcombustion de ce constructeur[2] - [3], il propulse le bombardier stratĂ©gique Rockwell B-1 Lancer de l'US Air Force, et produit une poussĂ©e maximale de près de 137 kN lorsqu'il fait usage de la postcombustion.

General Electric F101
(caract. F101-GE-102)
Vue du moteur
Un General Electric F101 lors de tests de fonctionnement à différentes altitudes, au Arnold Engineering Development Center.

Constructeur General Electric Aircraft Engines
Premier vol Années 1970
Utilisation • Rockwell B-1 Lancer
Caractéristiques
Type turboréacteur à double flux double corps[1] à postcombustion et moyen taux de dilution
Longueur 4 600 mm
Diamètre 1 400 mm
Masse 1 995 kg
Composants
Compresseur • BP : soufflante, 2 étages
• HP : 9 étages
Chambre de combustion Annulaire
Turbine • HP : 1 étage (entraînant le corps HP central)
• BP : 2 étages (entraînant la soufflante)
Performances
Poussée maximale à sec 77,4 kN
Poussée maximale avec PC 136,9 kN
Taux de compression 26,8 : 1
Taux de dilution 2 : 1
DĂ©bit d'air 158,76 kg/s

Conception et développement

Le F101 fut spĂ©cifiquement conçu pour Ă©quiper l'Advanced Manned Strategic Aircraft, un terme dĂ©signant ce qui allait devenir le bombardier B-1A. InitiĂ© dès 1968, le moteur dĂ©buta ses premiers tests en [2]. D'abord produit Ă  27 exemplaires[4], Il propulsa les quatre appareils de dĂ©veloppement du B-1A, effectuant plus de 20 000 heures de fonctionnement[2] de 1970 Ă  1981, mais le projet fut en fait abandonnĂ© en 1977. Les tests en vol continuèrent cependant. General Electric se vit attribuer un contrat de 182 millions de dollars[5] pour le dĂ©veloppement d'une version amĂ©liorĂ©e F101-102, dont le premier exemplaire fut livrĂ© en 1983[2]. Ce moteur propulsa le B-1B, une nouvelle version du programme ressuscitĂ© B-1, Ă  partir de 1984[2], ce dernier entrant en service en 1986. Les quatre moteurs Ă©quipant l'appareil lui permirent de dĂ©crocher 61 records de vitesse, charge utile et distance franchissable.

Bien qu'il n'ait équipé que le B-1, le F101 fut testé sur d'autres appareils et donna naissance à une descendance très performante et à grand succès. Ainsi, une version du F-16 fut testée avec ce moteur au début des années 1980, et les données collectées pendant ces essais menèrent à la conception du célèbre F110. De même, ce moteur fut utilisé comme base de développement pour la gamme de turbofans civils à grand succès CFM56[4] - [6], qui équipent par exemple l'Airbus A320.

Un total de 469 exemplaires du F101-GE-102 ont Ă©tĂ© produits, le dernier ayant Ă©tĂ© assemblĂ© en [2] - [7]. D'après le site web du constructeur, un programme de mise Ă  jour serait en cours de rĂ©flexion pour Ă©tendre la durĂ©e de vie du F101[7]. Ce programme serait basĂ© sur le programme « Service Life Extension Program » (SLEP), qui a Ă©tĂ© conçu et appliquĂ© avec succès sur le F110. Le but serait d'allonger la durĂ©e de vie, rĂ©duire de 1,5 % la consommation spĂ©cifique de carburant, mais Ă©galement de rĂ©duire la frĂ©quence des interventions de maintenance, permettant de gĂ©nĂ©rer des Ă©conomies d'utilisation Ă  hauteur de 2 milliards de dollars[7].

Caractéristiques

Le F101-GE-100 est un turborĂ©acteur Ă  taux de dilution moyen et postcombustion Ă  double corps, d'une longueur supĂ©rieure Ă  4,50 m et d'une masse proche des deux tonnes. Il est composĂ© de deux corps, un basse-pression (BP) et un haute-pression (HP), reliĂ©s entre eux par des arbres concentriques passant au milieu de la chambre de combustion annulaire[4].

Le corps BP consiste en une soufflante Ă  2 Ă©tages, reliĂ©e Ă  une turbine axiale Ă©galement Ă  2 Ă©tages, tandis-que le corps HP est constituĂ© d'un compresseur axial Ă  9 Ă©tages, entraĂ®nĂ© par une turbine axiale Ă  un seul Ă©tage. La postcombustion est de type progressive, et peut donc varier sa puissance sur une large plage de fonctionnement[4] (Ă  l'inverse de certaines postcombustions des dĂ©buts de l'ère de la rĂ©action, qui Ă©taient de type « on/off » et n'avaient aucune modulation de puissance). Le canal de PC est Ă©galement dotĂ© d'une tuyère primaire et d'une secondaire Ă  section variable[4].

Le taux de compression est de 26,8 : 1 et le taux de dilution est de 2 : 1, avec un dĂ©bit d'air de 158,76 kg/s[4]. Produisant une poussĂ©e maximale de 136,9 kN avec la PC activĂ©e, le F101 possède un rapport poussĂ©e/poids de 7,04 : 1 et sa consommation spĂ©cifique de carburant est de 2,46 lb/(lbf.h)[4].

Applications

Notes et références

  1. (en) Aviation Week & Space Technology Source Book 2009, p. 118
  2. (en) John Pike, « F101 », sur globalsecurity.org, Global Security, (consulté le )
  3. (en) « Military Engines », GE Aviation (consulté le )
  4. (en) « Turbine Engines of the World », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 105, no 3383,‎ , p. 45 (lire en ligne [PDF])
  5. (en) « Money awarded for B-1B Powerplant », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 121, no 3799,‎ , p. 498 (lire en ligne [PDF])
  6. (en) « International Turbine Engine Directory », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 113, no 3590,‎ , p. 35 (lire en ligne [PDF])
  7. (en) « F101 Turbofan Engines » [PDF], GE Aviation (consulté le )

Voir aussi

Articles connexes

Bibliographie

  • (en) Aviation Week & Space Technology Source Book 2009 : Gas Turbine Engines, , p. 118
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