General Electric F101
| General Electric F101 (caract. F101-GE-102) | |
 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 |
| Débit d'air | 158,76 kg/s |
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Le General Electric F101 est un turboréacteur à double flux à postcombustion et taux de dilution moyen de conception américaine, conçu par le motoriste General Electric Aircraft Engines[2]. Premier turbofan à postcombustion de ce constructeur[2],[3], il propulse le bombardier stratégique Rockwell B-1 Lancer de l'US Air Force, et produit une poussée maximale de près de 137 kN lorsqu'il fait usage de la postcombustion.
Conception et développement[modifier | modifier le code]
Le F101 fut spécifiquement conçu pour équiper l'Advanced Manned Strategic Aircraft, un terme désignant ce qui allait devenir le bombardier B-1A. Initié dès 1968, le moteur débuta ses premiers tests en [2]. D'abord produit à 27 exemplaires[4], Il propulsa les quatre appareils de développement du B-1A, effectuant plus de 20 000 heures de fonctionnement[2] de 1970 à 1981, mais le projet fut en fait abandonné en 1977. Les tests en vol continuèrent cependant. General Electric se vit attribuer un contrat de 182 millions de dollars[5] pour le développement d'une version améliorée F101-102, dont le premier exemplaire fut livré en 1983[2]. Ce moteur propulsa le B-1B, une nouvelle version du programme ressuscité B-1, à partir de 1984[2], ce dernier entrant en service en 1986. Les quatre moteurs équipant l'appareil lui permirent de décrocher 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 été produits, le dernier ayant été assemblé en [2],[7]. D'après le site web du constructeur, un programme de mise à jour serait en cours de réflexion pour étendre la durée de vie du F101[7]. Ce programme serait basé sur le programme « Service Life Extension Program » (SLEP), qui a été conçu et appliqué avec succès sur le F110. Le but serait d'allonger la durée de vie, réduire de 1,5 % la consommation spécifique de carburant, mais également de réduire la fréquence des interventions de maintenance, permettant de générer des économies d'utilisation à hauteur de 2 milliards de dollars[7].
Caractéristiques[modifier | modifier le code]
Le F101-GE-100 est un turboréacteur à taux de dilution moyen et postcombustion à double corps, d'une longueur supérieure à 4,50 m et d'une masse proche des deux tonnes. Il est composé de deux corps, un basse-pression (BP) et un haute-pression (HP), reliés entre eux par des arbres concentriques passant au milieu de la chambre de combustion annulaire[4].
Le corps BP consiste en une soufflante à 2 étages, reliée à une turbine axiale également à 2 étages, tandis-que le corps HP est constitué d'un compresseur axial à 9 étages, entraîné par une turbine axiale à un seul étage. La postcombustion est de type progressive, et peut donc varier sa puissance sur une large plage de fonctionnement[4] (à l'inverse de certaines postcombustions des débuts de l'ère de la réaction, qui étaient de type « on/off » et n'avaient aucune modulation de puissance). Le canal de PC est également doté d'une tuyère primaire et d'une secondaire à section variable[4].
Le taux de compression est de 26,8 : 1 et le taux de dilution est de 2 : 1, avec un débit d'air de 158,76 kg/s[4]. Produisant une poussée maximale de 136,9 kN avec la PC activée, le F101 possède un rapport poussée/poids de 7,04 : 1 et sa consommation spécifique de carburant est de 2,46 lb/(lbf.h)[4].
Applications[modifier | modifier le code]
Notes et références[modifier | modifier le code]
- (en) Aviation Week & Space Technology Source Book 2009, p. 118
- (en) John Pike, « F101 », sur globalsecurity.org, Global Security, (consulté le )
- (en) « Military Engines », GE Aviation (consulté le )
- (en) « Turbine Engines of the World », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 105, no 3383, , p. 45 (lire en ligne [PDF])
- (en) « Money awarded for B-1B Powerplant », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 121, no 3799, , p. 498 (lire en ligne [PDF])
- (en) « International Turbine Engine Directory », Flight International magazine, Flight Global/Archives, vol. 113, no 3590, , p. 35 (lire en ligne [PDF])
- (en) « F101 Turbofan Engines » [PDF], GE Aviation (consulté le )
Voir aussi[modifier | modifier le code]
Articles connexes[modifier | modifier le code]
- Kouznetsov NK-25
- Kouznetsov NK-32
- Kouznetsov NK-144
- Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
- General Electric F110
- CFM International CFM56
Bibliographie[modifier | modifier le code]
- (en) Aviation Week & Space Technology Source Book 2009 : Gas Turbine Engines, , p. 118
