Ishikawajima-Harima J3 - Ishikawajima-Harima J3 - Wikipedia
| J3 | |
|---|---|
 | |
| Typ | Proudový |
| národní původ | Japonsko |
| Výrobce | Ishikawajima-Harima |
| Hlavní aplikace | Fuji T-1 Kawasaki P-2J |
The Ishikawajima-Harima J3 byl japonský proudový letecký motor. Jednalo se o první proudový motor navržený a vyrobený v Japonsku po Druhá světová válka a byl použit k napájení Fuji T-1 trenér a jako pomocný motor v Kawasaki P-2J hlídkové letadlo.
Návrh a vývoj
Vývoj J3, prvního japonského poválečného proudového motoru,[1] určené k napájení Fuji T-1 tryskový trenér, byla zahájena v roce 1955 Společnost Nippon Jet-Engine Company, s Ishikawajima-Harima Heavy Industries (IHI) byl jmenován hlavním dodavatelem v roce 1959.[2][3] Výsledným motorem byl malý jednoduchý proudový proud s axiálním tokem.
První předsériový motor zahájil letové zkoušky v Curtiss C-46 testováno v únoru 1960, s výrobními dodávkami zahájenými v dubnu 1962.[4]
Provozní historie
Zatímco J3 byl navržen k pohonu Fuji T-1, nebyl připraven včas a první verze T-1 byla poháněna importovanými Brity Bristol Orpheus motor. Verze motoru J3-IHI-3 byla vybavena pozdější verzí T-1B.[4] Silnější verze J3, J3-IHI-7, byla použita k přepracování motorů T-1B a jako pomocné motory pro námořní hlídkové letouny Kawasaki P-2J.[5]
Varianty
- J3-1
- Prototyp společnosti Nippon Jet-Engine Company.[3][6]
- J3-IHI-3
- Počáteční produkční verze pro trenažér Fuji T-1B. Tah 11,8 kN (2645 lbf).[4]
- J3-IHI-7
- Výkonnější verze používaná jako pomocný motor v P-2J a k přepracování trenérů T-1B. Tah 13,7 kN (3080 lbf).[5]
- J3-IHI-7C
- 13,7 kN (3080 lbf) pro vzlet.
- J3-IHI-8
- 15,19 kN (3415 lbf) pro vzlet.
- J3-IHI-F
- Zadní ventilátor varianta, 16,7 kN (3750 lbf).[4] - později Ishikawajima-Harima F3 turbofan engine začal lety v roce 1985.[7][8]
Aplikace
Specifikace (J3-IHI-7C)
Data z Jane's All The World's Aircraft 1976–77[5]
Obecná charakteristika
- Typ: axiální tok proudový
- Délka: 1661 mm (65,4 palce) (bez koncovky výfuku)
- Průměr: 627 mm (24,7 palce)
- Suchá hmotnost: 430 kg (948 lb) (s příslušenstvím)
Součásti
- Kompresor: osmistupňový axiální kompresor
- Spalovače: prstencová spalovací komora s 30 přívodními trubkami paliva a trubkami výparníku
- Turbína: jednostupňový axiální tok
- Typ paliva: JP-4 Tryskové palivo
Výkon
- Maximum tah: 13,7 kN (3080 lbf) (vzletový výkon)
- Celkový tlakový poměr: 4.5:1
- Hmotnostní tok vzduchu: 25,4 kg / s (56 lb / s)
- Specifická spotřeba paliva: 106,9 kg / kN hr (1,05 lb / lbf hr)
- Poměr tahu k hmotnosti: 3.2
Viz také
Související seznamy
Reference
- ^ Flight International 9. října 1976, s. 1150.
- ^ Flight International 28. června 1962, s. 1012.
- ^ A b Taylor 1966, str. 492.
- ^ A b C d Taylor 1966, str. 492–493.
- ^ A b C Taylor 1976, str. 735–736.
- ^ Bridgman, Leonard, ed. (1959). Jane's all the World's Aircraft 1959–60. London: Sampson Low, Marston & Co. Ltd. str. 512.
- ^ Hamada, T., Akagi, M., Toda, D., Shimazaki, H., & Ohmomo, M. (1989). Výsledky letového testu kompatibility vstupu / motoru T-4. Prezentováno na 25. společná konference o pohonu AIAA / ASME / SAE / ASEE, Monterey, CA: Americký letecký a astronautický institut.
- ^ Wilkinson, Paul H. (1964). Letecké motory světa 1964/65 (20. vydání). Londýn: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. str. 192.
Další čtení
- Taylor, John W.R., ed. (1966). Jane's All the World's Aircraft 1966–67. Londýn: Sampson Low, Marston & Co. Ltd.
- Taylor, John W.R., ed. (1976). Jane's All the World's Aircraft 1976–77 (67. vydání). London: Jane's Yearbooks. ISBN 0-3540-0538-3.