General Electric CF700
Il General Electric CF700 (o TF37 secondo la denominazione militare) è un motore aeronautico turboventola sviluppato dalla General Electric sulla base del turbogetto CJ610.
| General Electric CF700 | |
|---|---|
| Descrizione generale | |
| Costruttore |  General Electric
|
| Tipo | turboventola |
| Ventola | 1 stadio montato nella parte posteriore del motore |
| Combustione | |
| Combustibile | Cherosene |
| Compressore | assiale a 8 stadi |
| Turbina | 2 stadi di alta pressione più uno stadio di bassa pressione |
| Uscita | |
| Spinta | 20 kN (4 500 lbf) |
| Dimensioni | |
| Lunghezza | 1,36 m (53,56 in) esclusi accessori motore |
| Larghezza | 0,84 m (33,10 in) esclusi accessori motore |
| Peso | |
| A vuoto | 376 kg (829 lb) |
| Prestazioni | |
| Rapporto di diluizione | 2:1 |
| Utilizzatori | Dassault Falcon 20 North American Sabreliner |
| Note | |
| dati riferiti al CF700-2D-2 [1] | |
| voci di motori presenti su Wikipedia | |
Storia
modificaIl CF700 venne sviluppato per l'impiego sul North American Sabreliner 75A ed il Dassault Falcon 20. Il CF700-2B è stato il primo turbofan ad essere certificato per l'uso civile dalla FAA nel settembre del 1963.[1][2] Ad oggi sono ancora 265 i velivoli di 120 operatori nel mondo ad essere spinti da un CF700 e, dalla sua introduzione, è rimasto in servizio complessivamente per più di dieci milioni di ore.[2]
Un CF700 venne anche utilizzato a bordo del veicolo di atterraggio lunare di ricerca utilizzato nell'ambito del programma Apollo per i test di allunaggio.
Tecnica
modificaIl motore condivideva con il CJ610 gli otto stadi di compressore a flusso assiale, la camera di combustione di tipo anulare e due stadi di turbina collegati da un albero al compressore. In più era montato, su un altro albero posto nella parte posteriore del motore, un singolo stadio composto di turbina e fan in modo da aumentare l'efficienza del motore.[1]
Questo modo relativamente semplice di introdurre uno stadio di fan in un motore turbogetto aveva però come effetto negativo il grande stress termico che si veniva a creare sull'assieme turbina/fan tra la zona della turbina, a contatto con i gas di scarico caldi, e i componenti del fan, immersi nel flusso freddo. A causa di questo problema, la configurazione con fan posteriore non ebbe molto seguito.[3]
Versioni
modifica- CF700-2B - prima versione, certificata il 18 settembre 1963[1]
- CF700-2C - installato sul Dassault Falcon 20C da 18,68 kN (4 200 lbf) di spinta
- CF700-2D - installato sul Dassault Falcon 20D. Evoluzione del -2C con turbina migliorata e spinta incrementata a 19,24 kN (4 325 lbf)
- CF700-2D-2 - installato sul Dassault Falcon 20E e North American Sabreliner 80. Evoluzione del -2D con zona di scarico più grande e spinta aumentata a 20 kN (4 500 lbf)[1]
Note
modifica- ^ a b c d e FAA, TYPE CERTIFICATE DATA SHEET E7EA (PDF), 2008. URL consultato l'8 febbraio 2011 (archiviato dall'url originale il 15 novembre 2016).
- ^ a b Pagina web del costruttore, su geae.com. URL consultato l'8 febbraio 2011 (archiviato dall'url originale il 18 dicembre 2010).
- ^ Hünecke, pag. 117.
Bibliografia
modifica- (EN) Bill Gunston, World Encyclopedia of Aero Engines, 5th Edition, Phoenix Mill, Gloucestershire, England, UK, Sutton Publishing Limited, 2006, ISBN 0-7509-4479-X.
- (EN) Klaus Hünecke, Jet engines: fundamentals of theory, design, and operation, Osceola, USA, Motorbooks International, 1997, ISBN 0-7603-0459-9.
Voci correlate
modificaCollegamenti esterni
modifica- GE CF700 web page, su geae.com. URL consultato l'8 febbraio 2011 (archiviato dall'url originale il 16 gennaio 2010).
- Disegno di un CF700 (GIF), su aircraftenginedesign.com. URL consultato l'8 febbraio 2011 (archiviato dall'url originale il 3 marzo 2016).
