Il turboreattore J79-GE-11B, propulsore del velivolo F 104G, è costruito, su licenza della ditta General Electric, dalla Divisione Aeronautica della AERITALIA, la quale si avvale anche della collaborazione di altre ditte italiane ed estere.

Si tratta di un reattore del tipo "A FLUSSO ASSIALE" provvisto di un compressore a 17 stadi e di un post-bruciatore.

Funzionando a regime "MILITARY" (massima spinta senza post-bruciatore) esso fornisce una spinta di circa 10.000 lbs, pari a 4.530 kg. In massima post-combustione fornisce una spinta di circa 15.800 lb, equivalenti a 7.260 kg. Il suo peso è di circa 3.479 lb (1.576 kg) ed il relativo rapporto "peso-spinta" è di 0,22.

Strutturalmente, il turboreattore J79-GE-11B è suddiviso in 5 gruppi:

• GRUPPO COMPRESSORE
• GRUPPO COMBUSTIONE
• GRUPPO TURBINA
• GRUPPO DI SCARICO
• GRUPPO COMANDO ACCESSORI.

Il gruppo compressore, del tipo a "FLUSSO ASSIALE" è costituito da due incastellature, anteriore e posteriore, di un involucro esterno e di un rotore. L’incastellatura anteriore, costituita in una lega al magnesio, può subire delle deformazioni qualora la temperatura dell’aria d’ingresso superi i 121 °C (100 °C indicati dallo strumento CIT in cabina).

Il rapporto di compressione, ottenuto tramite i 17 stadi di compressione, è di 12,5.

La caratteristica principale del gruppo compressore consiste nel fatto che le palette distributrici aria all’ingresso (I.G.V.) e le palette dei primi 6 stadi dello statore sono ad incidenza variabile; queste, comandate automaticamente in funzione della C.I.T. (temperatura ingresso compressore) e del R.P.M. (giri al minuto primo), hanno la funzione di migliorare il rendimento del compressore, nelle diverse condizioni di funzionamento, allontanando la possibilità di stallo in quanto esse dirigono l’aria sulle palette ruotanti, con un angolo che risulta inferiore a quello critico delle palette stesse.

NOTA: le due incastellature incorporano due parti dei tre cuscinetti principali del motore (il terzo è situato nell’incastellatura della turbina), il n.1 ed il n. 3 sono a rulli, il n. 2 situato nell’incastellatura posteriore del compressore, è a sfere ed è reggispinta.

Il gruppo combustione è del tipo "tubolare-anulare". Strutturalmente esso è costituito da due involucri, uno esterno e l’altro interno, formanti la camera anulare e da 10 tubi di fiamma costituenti le "camere tubolari" entro le quali avviene la combustione della miscela.

Quest’ultima si forma con una certa quantità d’aria proveniente dal compressore, miscelata al combustibile iniettato da 10 polverizzatori, uno per ciascun tubo. I tubi di fiamma sono intercomunicanti allo scopo di permettere alla fiamma stessa, originata durante l’avviamento nei tubi n. 4 e 5 provvisti d’accenditore, di propagarsi ai rimanenti.

Il gruppo turbina è formato da una turbina a tre stadi, il cui compito è quello di trasformare l’energia cinetica dei gas in energia meccanica, per dare moto al rotore compressore ed ai vari accessori.

Una caratteristica costruttiva del gruppo turbina consiste nel fatto che lo spazio esistente fra le due estremità delle palette ruotanti e l’involucro è sensibilmente ridotto per mezzo di tenute di tipo particolare, dette a "nido d’ape", che consentono di migliorare così il rendimento della turbina, riducendo le perdite fluido-dinamiche delle estremità delle palette.

Il gruppo di scarico strutturalmente comprende:

• il tubo di scarico
• il cono interno
• l’ugello di scarico a sezione variabile
• il complesso collettori e barre di polverizzazione
• lo stabilizzatore di fiamma
• il bruciatore pilota.

Il tubo di scarico è costituito da due parti all’interno delle quali sono collegati quattro rivestimenti ceramizzati che hanno la funzione di proteggerlo dalle alte temperature.

Il cono interno raccorda la sezione d’uscita della turbina con il condotto di scarico.

L’ugello di scarico del tipo "convergente-divergente", è costituito da due serie di flabelli (24 per ciascuna serie); essi rappresentano gli ugelli (primario e secondario) attraverso i quali vengono eiettati i gas di scarico.

Il complesso collettori e barre di polverizzazione invia il combustibile del post-bruciatore nel condotto di scarico; esso è montato anteriormente al tubo di scarico ed è costituito da quattro collettori installati esternamente al motore.

Le barre sono installate radialmente al tubo di scarico e sono provviste di forellini attraverso i quali è spruzzato il combustibile.

Lo stabilizzatore di fiamma, supportato dal cono interno di scarico, è costituito da tre anelli concentrici sagomati a "V", giacenti su piani diversi ed aventi il preciso compito di generare turbolenze locali, onde assicurare un’efficiente combustione nel funzionamento in post-combustione senza offrire eccessiva resistenza aerodinamica.

Il bruciatore pilota infine, situato nella parte bassa anteriore del tubo di scarico, è costituito da una piccola camera di combustione, di un polverizzatore e di un accenditore.

La fiamma innescata da un accenditore, è ottenuta dalla miscela fra il combustibile proveniente dall’impianto principale e l’aria del flusso primario. Il complesso ha lo scopo di assicurare l’accensione del post-bruciatore.

Sul velivolo F 104 S è installato il turboreattore J79-GE-19, costruito su licenza della General Electric dalla Divisione Aeronautica della Ditta FIAT che si avvale della collaborazione d’altre ditte italiane. Il turboreattore si differenzia in maniera non trascurabile, per prestazioni e per alcune caratteristiche strutturali e di funzionamento, dal turboreattore J79-GE-11B installato sulla versione "G".

L’incastellatura anteriore del gruppo compressore è una fusione d’alluminio rivestita di vernice speciale "NUBELON-HR".

Il complesso statore compressore è composto da due involucri, uno anteriore ed uno posteriore, in acciaio "CHROMALLOY" con rivestimento speciale di "SERMETEL-W".

L’involucro anteriore comprende i 6 stadi di palette ad incidenza variabile e le palette del 7° stadio a calettamento fisso.

Il semiguscio superiore dell’involucro esterno del gruppo di combustione, è provvisto di un’apertura utilizzata per lo spillamento dell’aria per l’impianto antighiaccio.

Le palette del distributore 1° stadio turbina recano dei fori sul bordo d’attacco e sulla parte terminale del ventre, allo scopo di livellare la temperatura sulle palette stesse. Le palette del rotore turbina sono costruite con la lega speciale "UDIMET 700" che ha una durata pressoché illimitata.

Sull’involucro anteriore del gruppo di scarico sono montate le barre di polverizzazione fissate sul cono interno da borchie.

Le barre di polverizzazione sono 21 e ciascuna di loro è costituita da 4 tubicini. Il bruciatore pilota dello J79-GE-19 è strutturalmente diverso da quello dello J79-GE-11B, la sua posizione è alquanto diversa e funziona solo quando inserito l’A/B (dall’uscita della pompa A/B parte un segnale di pressione che comanda la valvola dell’inserimento-esclusione bruciatore pilota).

L’ugello di scarico è costituito da tre serie di deflettori, ogni serie ne comprende 16, ed è del tipo convergente-divergente ad espansione guidata; la parte divergente assicura un’espansione controllata meccanicamente della corrente dei gas di scarico.

Le varianti, rispetto al modello J79-GE-11B, consistono nei differenti rapporti di trasmissione per alcuni accessori.

Sul velivolo F 104/S, a seguito dell’incremento di velocità rispetto all’F 104/G, per evitare che l’onda d’urto obliqua entri nella presa d’aria, si sono dovuti accorciare di 0,95 pollici i labbri esterni e spostare leggermente in avanti i due semiconi.

7. IMPIANTO PRESA D’ARIA

L’aria necessaria al funzionamento del turbogetto è inviata allo stesso utilizzando due condotti situati sui fianchi della fusoliera. Entrambi i condotti convergono nella zona della paratia parafiamma posta tra vano serbatoio e turbogetto, formando un condotto che si accoppia con la sezione d’ingresso aria del turbogetto. La parte anteriore dei condotti è provvista di un corpo centrale conico che ha il compito di controllare la formazione delle onde d’urto all’ingresso ed un sistema di scarico per l’aria formante lo strato limite.

A causa dell’ aumento di velocità del velivolo (da M2 a M 2,2) il labbro esterno della presa d’aria è

stato arretrato di 0,95 pollici per mantenere l’onda d’urto obliqua fuori del condotto della presa d’aria. A seguito della variazione citata, l’effettiva area d’ingresso varia da 542 pollici quadrati a 520,8 pollici quadrati, mentre l’area di cattura (che è la sezione riferita all’asse del cono d’ingresso della presa d’aria) passa da 736 a 760 pollici quadrati.

Un apposito impianto fornisce un indicazione visiva ( accensione della luce slow) quando la temperatura dell’aria all’ingresso del compressore (CIT: compressor inlet temperature) raggiunge un valore critico. Tale valore è 121° C per quote inferiori ai 40.000 ft. e 153° C per quote superiori ai 40.000 ft.

Omissis