Allison T61
| T61 / 550-B1 | |
|---|---|
| Typ | turbośmigłowy |
| Pochodzenie narodowe | Stany Zjednoczone |
| Producent | Firma Allison Engine |
| Główne zastosowania | Lockheed GL-207 Super Hercules |
| Status | Odwołany |
| Numer zbudowany | 4 |
Allison T61 (znany wewnętrznie jako Allison 550-B1 ) był silnikiem turbośmigłowym o mocy 6500 koni mechanicznych (4800 kilowatów), który miał napędzać wersję proponowanego wojskowego i cywilnego samolotu transportowego Lockheed Super Hercules z 1959 roku. Siły Powietrzne Stanów Zjednoczonych (USAF) przez cztery lata pomagały Allison finansować rozwój T61. Lockheed otrzymał zamówienia od Pan American World Airways i Slick Airways na łącznie 18 samolotów, ale oba zamówienia były uzależnione od zamówienia samolotu przez wojsko do 30 września 1959 r., Mniej więcej w dniu wygaśnięcia kontraktu USAF na rozwój silnika. Kontrakt rozwojowy został tymczasowo przedłużony do 30 listopada 1959 r., Ale prace rozwojowe nad T61 zostały anulowane do stycznia 1960 r., Po zainwestowaniu 37,5 mln USD w rozwój silnika. W momencie odwołania na stanowisku testowym pracowały cztery silniki T61.
Allison T61 wytwarzał 6500 równoważnych shp (4800 kW) podczas startu, z czego 6102 shp (4550 kW) pochodziło ze śmigła, z 995 funtami (451 kg) resztkowego ciągu odrzutowego. Miał podobny wygląd do Allison T56 , ale z dzieloną sekcją sprężarki zamiast pojedynczego stopnia. T61 poprawił stosunek mocy do masy T56 o 30%. Siły Powietrzne przekazały również działowi Allison Aeroproducts Operations kontrakt o wartości 4 milionów USD na opracowanie czterołopatowego śmigła o średnicy 16 + 1 / 2 stopy (5,0 m) do użytku w Super Hercules z napędem T61 .
Specyfikacje
Dane z Tygodnia Lotnictwa, 5 października 1959, strona 30 i Księga Roku Lotniczego 1960, strony 91 i 375
Charakterystyka ogólna
- Typ: Dwusuwowy turbośmigłowy
- Długość: 142 cale (3600 mm)
- Średnica: 33 cale (840 mm)
- Sucha masa: 2240 funtów (1020 kg)
składniki
- Kompresor: 9 stopni wysokiego ciśnienia, 6 stopni niskiego ciśnienia
- Turbina : 2-stopniowe wysokie ciśnienie, 3-stopniowe niskie ciśnienie
Wydajność
- Maksymalna moc wyjściowa: start : 6500 równoważnych shp (4800 kW) przy 10 400 obr./min ; 90% rejsu : 5070 równoważnych shp (3780 kW)
- Temperatura na wlocie do turbiny: 1855 ° F (1013 ° C; 2315 ° R; 1286 K)
- Jednostkowe zużycie paliwa : start : 0,500 funta / (KM⋅h) (0,227 kg / (KM⋅h); 0,304 kg / kWh); Rejs (35 000 stóp wysokości (11 000 m), 320 węzłów (370 mph; 590 km / h)) : 0,51 funta / (KM⋅h) (0,23 kg / (KM⋅h); 0,31 kg / kWh)
- Stosunek mocy do masy :
Zobacz też
Bibliografia
- „Obserwator lotniczy” . Tydzień Lotniczy . Tom. 71, nr. 16. 19 października 1959. s. 49. ISSN 0005-2175 .
- Butz, Jr., JS (15 czerwca 1959). „C-130 Hercules wydłużony, aby zwiększyć misje dalekiego zasięgu” . Tydzień Lotniczy . Tom. 70, nie. 24. s. 62. ISSN 0005-2175 .
- „Obserwator branży” . Tydzień Lotniczy . Tom. 69, nie. 20. 17 listopada 1958. s. 23. ISSN 0005-2175 .
Linki zewnętrzne
- Lockheed Corporation (listopad 1959). „Nowy Lockheed Super Hercules: starszy brat mistrza US Tactical Airlift” . Magazyn Sił Powietrznych . Tom. 42, nr. 11. s. 12–13. hdl : 2027/osu.32435061974283 . ISSN 0730-6784 .
