Centro de formación Dovern
| Dovern | |
|---|---|
 | |
| Tipo | Turborreactor |
| Fabricante | Svenska Turbinfabriks AB Ljungström |
| Primera ejecución | 1951 |
| Aplicaciones principales | Saab 35 Draken (proyectado) |
El STAL Dovern fue un diseño de turborreactor sueco de principios de la década de 1950, llamado así por un lago en el municipio de Finspång en Östergötland , Suecia . [1] Destinado a impulsar el Saab 35 Draken , este avión estaba propulsado por el Rolls-Royce Avon . El Dovern no entró en producción.
Diseño y desarrollo
La compañía STAL había estado diseñando motores de turbina de vapor y en la década de 1940 comenzó a diseñar motores de turbina de gas . Su primer motor en funcionamiento fue el Skuten , probado en tierra en 1949 pero no voló. [2] El Dovern fue el siguiente diseño, con un compresor axial de nueve etapas y una turbina de una sola etapa. El motor se puso en funcionamiento por primera vez en 1951, y se probó en vuelo durante 1953 utilizando un Avro Lancaster proporcionado por Air Service Training . El motor se instaló debajo de una góndola carenada en el compartimiento de bombas del Lancaster. Después de varios miles de horas de funcionamiento en tierra y más de 300 horas de pruebas de vuelo, el motor no fue seleccionado, prefiriéndose el Rolls-Royce Avon . [3]
Aplicaciones
- Avro Lancaster (solo banco de pruebas)
- Saab 35 Draken (aplicación prevista)
Variantes
- Dovern
- Variante base.
- Dovern IIIA
- Motor básico sin deshielo
- Dovern IIB
- Se agregó un sistema de purga de aire del compresor para protección contra el hielo.
- Instituto Central de Comercio de Dovern
- Versión de postcombustión que produce un empuje de 45 kN (10.200 lbf).
Especificaciones (Dovern IIB)
Datos del vuelo. [4] Jane's 1955-56 [2]
Características generales
- Tipo: Turborreactor
- Longitud: 3.850 mm (151,57 pulgadas)
- Diámetro: 1.095 mm (43,11 pulgadas)
- Peso seco: 1.220 kg (2.690 lb) seco
Componentes
- Compresor: Flujo axial de nueve etapas
- Cámaras de combustión : Nueve cámaras de combustión
- Turbina : de una sola etapa
- Tipo de combustible: Queroseno de aviación según D.Eng RD 2482
- Sistema de aceite: cárter seco con presión de engranajes y bombas de recuperación a 240–310 kilopascales (35–45 psi)
Actuación
- Empuje máximo : 32,29 kN (7260 lbf) a 7200 rpm al nivel del mar para el despegue
- Relación de presión general : 5,2:1
- Flujo de masa de aire: 54,9 kg (121 lb)/s
- Temperatura de entrada de la turbina: 870 °C (1140 K; 1600 °F)
- Consumo específico de combustible : 0,009 kg/(kN·h) (0,92 lb/(lbf·h)
- Relación empuje-peso : 2,76:1
Véase también
Motores comparables
Listas relacionadas
Referencias
- Notas
- ^ "Sjöareal och sjöhöjd" (.pdf) (en sueco). Instituto Meteorológico e Hidrológico de Suecia . Consultado el 12 de abril de 2014 .
- ^ de Bridgman, Leonard (1955). Jane's All the World's Aircraft 1955-56 . Londres: Jane's All the World's Aircraft Publishing Co. Ltd.
- ^ Gunston 1989, pág. 165.
- ^ Motores de avión 1954 - Vuelo - 9 de abril de 1954, pág. 467 Recuperado: 6 de junio de 2012
- Bibliografía
- Gunston, Bill. Enciclopedia mundial de motores aeronáuticos . Cambridge, Inglaterra. Patrick Stephens Limited, 1989. ISBN 1-85260-163-9
- Kay, Anthony L. (2007). Historia y desarrollo de los turborreactores 1930-1960 Volumen 2: URSS, EE. UU., Japón, Francia, Canadá, Suecia, Suiza, Italia y Hungría (1.ª ed.). Ramsbury: The Crowood Press. ISBN 978-1861269393.
