発達 ゼネラル・エレクトリック（GE）は、1980年に航空宇宙局 （NASA）がエンジンメーカーに初めて公開した初期のプロップファン技術研究の初期結果に基づき、UDFとなるコンセプトの研究と部品テスト作業を1981年に開始しました。 [ 5 ] [ 6 ] [ 7 ] 米国議会 からの追加助成金に依存していたためです。
1984年のファーンボロー航空ショー で展示された、NASA/GE共同開発のダクトなしファンの実物大模型。ほぼ同時期に、GEはボーイングと交渉していた。ボーイングはUDF技術が短距離旅客機に役立つと考えており、ボーイング727テストベッド機 でデモンストレーションエンジンをテストする予定だった。[ 8 ] UDFの飛行試験 に関する合意は4月に成立し、1986年後半にゼネラル・エレクトリックF404 コアをベースにした25,000ポンド力（ 110kN）のデモンストレーターを評価するための飛行が開始された。このエンジンには、それぞれ直径が大きく低速で回転する6段の逆回転 フリータービン が2基搭載され、直径12フィート（3.7m ） の8枚羽根のダクトなしファン2基に直接接続される予定だった。 [ 9 ] バイパス比 （BPR）は約30:1と推定され、当時の最新のターボファンのバイパス比6:1よりははるかに大きかったが、 プロペラ /ターボプロップの BPR約50:1よりは小さかった。最適なミッションは、マッハ 0.75の巡航速度で1,000海里（1,200 マイル、1,900km ） の飛行となる。[ 10 ] 二重反転 モデル試験装置を、 9×9 フィート（2.7×2.7m ） の低速風洞 と8×12 フィート（2.4×3.7m ） の遷音速 風洞で試験し始めた。
GEは9月にファーンボロー航空ショー でエンジンの実物大モデルを発表し、巡航速度を落とすことなく、現在の旅客機エンジンと比較して燃料消費量を30%削減できると約束した。GEによると、12社の航空会社がオハイオ州シンシナティ 近郊にあるGEのUDF試験施設を「自ら」見学に来たというが、UDFの燃費効率の高さだけが理由ではない。航空会社は、タービンからプロペラに動力を伝達し、両方をそれぞれの最適な回転速度で回転させる ギアボックス がないUDFも高く評価したが、高速かつ高出力で確実に設計するのは困難だった。また、NASAが主に研究していた単回転ファンではなく、UDFが二重回転ファンを採用している点も好意的だった。二重ファンのおかげで、140席の旅客機の直径は、航空会社が懸念していた20 フィート（6.1 メートル）よりも大幅に小さく抑えられた。 [ 12 ] 11 フィート 8 インチ (3.56 m) 、出力定格20,000 馬力 (15,000 キロワット) 、推力定格25,000 lbf (110 kN) となる予定だった。200 席の旅客機を駆動するのに十分な出力を持つ UDF 実証機は、GE が生産を計画していた UDF エンジンよりも意図的に大きく設計されていた。UDF 量産エンジンは直径10 フィート (3.0 m) 、出力 10,000 馬力 (7,500 kW) で、120 ～ 160 席の航空機に動力を供給する予定だった。[ 13 ] 1985 年半ばのパリ航空ショー で、スネクマはエンジンプログラムの 35 パーセントの株式を取得したと発表した。[ 4 ] ボーイング7J7 双通路旅客機やマクドネル・ダグラス の人気単通路機MD-80 の派生型であるMD-91およびMD-92などの航空機の動力源として選ばれるようになった。
1985年、地上試験台に設置されたGE36 UDF実証機。 エンジンは2,500時間の模型スケール試験を受け、その後プロトタイプが製造された。プロトタイプエンジンは162時間地上試験された。[ 14 ] [ 15 ] 月 中旬までボーイング727で 41 積み重ね 、最終的にマッハ0.84の飛行速度と39,000フィート（12,000メートル） の高度に達した。 1987 年 4 月、ボーイングはボーイング 7J7 の動力装置として GE36 を正式に選定し、IAE SuperFan 超高バイパス (UHB)ギヤードターボファンは 燃費効率が劣ると判断し[ 18 ] [ 19 ] [ 20 ] [ 21 ]
GE のコンセプト実証エンジンは1987 年 4 月 5 日にマクドネル ダグラス MD-80に搭載され [ 22 ] [ 23 ] [ 24 ] [ 26 ]
試験機が8x8エンジン構成に再構成された後、マクドネル・ダグラスはロングビーチ空港 から22回の顧客向けデモンストレーション飛行を実施した。[ 27 ] [ 28 ] [ 29 ] [ 30 ] [ 27 ] 37,000フィート（11,000メートル） の高度で巡航した。[ 31 ]
マクドネル・ダグラスは、1988年7月にMD-80テストベッドにGE36エンジンを再搭載し、追加の飛行試験を実施した。[ 32 ] その後、テストベッド機は大西洋 を横断し、カリフォルニア州のエドワーズ空軍基地 にある本拠地のテスト飛行場を出発し、ミネソタ州ミネアポリス 、カナダのニューファンドランド州ガンダー 、アイスランドのケフラヴィークに立ち寄り、8月23日にイギリスの ファーンバラ空港 で4,700 海里（5,400 マイル、8,700km ） の旅を終えた。この旅は、1988年9月4日から11日まで開催されるファーンバラ航空ショー で毎日公開デモンストレーション飛行を行うために行われた。[ 33 ] [ 34 ] [ 35 ] [ 36 ] 飛行テスト が行われた。 [ 14 ]
実証機の飛行試験が完了すると、効率を高めるために新しいコア（市販のF404ではなく）の構築に焦点が移った。コンプレッサー 、燃焼器 、タービンは1988年末までにそれぞれ別々に運転され[ 37 ] [ 38 ] 。
当時このエンジンが失敗した原因は、OPEC 石油禁輸後の経済状況（主に石油価格の大幅な下落）でした。これらのエンジンは開発とプロトタイプのテストを終えることはありませんでしたが、GEは軽量ファンブレードの背後にある炭素複合材技術を保持しています。炭素繊維ブレードは現在、 ボーイング747 、ボーイング777 、ボーイング787ドリームライナー に動力を供給するエンジン（ゼネラル・エレクトリックGE90 およびゼネラル・エレクトリックGEnx ）で使用されています。[ 39 ] [ 40 ]
ゼネラル・エレクトリックは、1991年に海軍航空システム司令部 を通じてGE36エンジンの1つをスミソニアン国立航空宇宙博物館に寄贈した [ 41 ]。 [ 42 ]
デザイン GE36 UDF実証機は、1986年にボーイング727試験機に搭載された。 アメリカ政府から貸与されたゼネラル・エレクトリックF404 軍用ターボファンが GE36プロトタイプの基礎として使用された。 F404の混合排気流はタービンを通して排出され、タービンは2段の逆回転 ファンを駆動した。実証エンジンは8x8と10x8のファンブレード構成であったが、テストされた最も効率的な構成は12x10ブレード構成であった。[ 44 ] 形は、 ターボジェット またはターボファンの 速度に合わせるために高速で動作することができ、エンジンは提案されたボーイング7J7旅客機を マッハ 0.83の巡航速度で駆動することができた。[ 45 ] [ 46 ]
UDFのファンブレードは長さ40 インチ（100cm ） で、ブレードの基部を囲むRohr Industries 製の回転カウルは直径62 インチ（160cm ）でした。 [ 47 ] Hartzell Propeller が製造しました。[ 48 ] Dowty Rotol が製造することになっていました。[ 49 ] 140 インチ（356cm ） でしたが、[ 50 ] 128 インチ（325cm ） になる予定でした。[ 44 ] 22.5 ポンド（10.2kg）、後部プロペラで21.5ポンド（9.8kg ）であったが、 [ 51 ] エンジンが量産段階に入る頃には20 ポンド（9.1kg ） 未満になると予想されていた。[ 52 ]
GE36 デモンストレーターの定格推力は25,000 lbf (110 kN) であったが、GE36 ファミリーのエンジンは12,000 ～ 30,000 lbf (53 ～ 133 kN) の推力範囲を提供する予定であった。当初、このエンジンはMD-91X 用に14,000 lbf (62 kN) 、 7J7 および MD-92X 用に20,000 ～ 22,000 lbf (89 ～ 98 kN)の推力を発生させるように設計されていたが、 [ 53 ] 22,000 lbf (98 kN) および25,000 lbf (110 kN) に変更された。[ 54 ]
動力タービンは 、入口および出口ガイドベーンを備えた 6 段タービンでした。[ 55 ] : 46ローターで構成され、流れをまっすぐにするために通常単一ローターセクションに続く ステーター (静止ベーン)はありませんでした。前方のプロペラと各段の前半は、タービンローターブレードを囲む回転する外側ケーシングに取り付けられ、後方のプロペラと各段の後半は、従来どおり中央シャフトに取り付けられています。逆回転タービンは、逆回転により相対速度が 2 倍になるため、従来のタービンの 半分の回転数 で運転でき、エンジンはファンを駆動するための減速ギアボックスを必要としませんでした。 [ 56 ] [ 57 ] [ 58 ] 回転のため、十分な電力を生成するには、タービンは通常よりも幅広くする必要があった。 [ 59 ] [ 15 ] 回転プロペラは 、少なくとも1,393rpmの最大 回転速度 で回転した。[ 60 ]
このエンジンは地上で0.232 lb/(lbf⋅h) (6.6 g/(kN⋅s)) という極めて低い比燃料消費量(SFC)を示し、 [ 61 ] [ 62 ] [ 63 ] [ 64 ] [ 65 ] : 21 燃焼 室を設計することになっていた。[ 66 ] 国際民間航空機関 (ICAO) の航空環境保護委員会 (CAEP) の第 4 章のコミュニティ騒音基準を満たすように設計されており、これは 1977 年に確立された既存の第 3 章の基準から10 実効知覚騒音デシベル ( EPNdB ) 削減されるものでした。 [ 67 ] [ 68 ]
仕様 GE36型ダクトなしファンエンジンの断面図。 GEエンジン試験 のデータ 、12ページ、17ページ
一般的な特徴 タイプ：ダイレクトドライブ （ギアレス）、逆回転 、プッシャー構成の ダクトなしファン、 改良型量産型F404 ターボファンガス発生器搭載 長さ： 直径：最大ナセル 直径76.4 インチ (194 cm、6.37 フィート、1.94 m)前方ファン直径： 140.0 インチ（356cm 、11.67 フィート、3.56m ）[ 50 ] 後部ファン直径（前方ブレード10枚＋後部ブレード8枚構成）： 132.0 インチ（335cm 、11.00 フィート、3.35m ）[ 50 ] 後部ファン直径（前方ブレード8枚＋後部ブレード8枚構成）： 128.0 インチ（325cm 、10.67 フィート、3.25m ）[ 50 ] 乾燥重量: 6,000 ポンド (2,700 kg) [ 72 ] コンポーネント コンプレッサー：3段低圧軸流コンプレッサー（13,270 rpm） 、7段高圧軸流コンプレッサー （16,810 rpm） タービン ：1段低圧タービン、1段高圧タービン、6段逆回転自由動力タービン
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