Allison J33 - Allison J33
| J33 | |
|---|---|
|
|
| Motor turbojato Allison J33-A-35 | |
| Modelo | Turbojato |
| Fabricante |
General Electric Allison Engine Company |
| Primeira corrida | 1942 |
| Aplicações principais |
Estrela cadente Lockheed P-80 Lockheed T-33 Estrela cadente Lockheed F-94A / B Starfire SSM-N-8 Regulus |
| Desenvolvido a partir de | General Electric J31 |
O General Electric / Allison J33 é um desenvolvimento do General Electric J31 , ampliado para produzir impulso significativamente maior, começando em 4.000 lbf (18 kN) e terminando em 4.600 lbf (20 kN) com um aumento adicional de baixa altitude para 5.400 lbf ( 24 kN) com injeção de água-álcool.
Desenvolvimento
O J33 foi originalmente desenvolvido pela General Electric como uma continuação de seu trabalho com os designs de Frank Whittle durante a Segunda Guerra Mundial . Seu primeiro motor era conhecido como General Electric IA , mas após grandes mudanças para adaptá-lo à produção dos EUA e aumentar o empuxo, ele começou a produção limitada como o I-16 em 1942, o 16 referindo-se ao empuxo de 1.600 lbf (7,1 kN) . A produção total começou como o J31, quando as Forças Aéreas do Exército dos Estados Unidos introduziram a nomenclatura comum para todos os seus projetos de motores.
Junto com o I-16, a GE também começou a trabalhar em uma versão ampliada, conhecida como I-40. Como o nome indica, o motor foi projetado para fornecer 4.000 lbf (18 kN). Além do tamanho, a principal diferença entre o I-16 e o I-40 era o sistema de combustão: o I-16 tinha dez latas de fluxo reverso, enquanto o I-40 tinha 14 combustores diretos. O ciclo de desenvolvimento foi notavelmente rápido. O trabalho de design começou em meados de 1943 e o primeiro protótipo foi submetido a testes estáticos em 13 de janeiro de 1944.
A Lockheed estava no meio do projeto XP-80 na época, originalmente com a intenção de impulsionar seu projeto com uma versão produzida nos EUA do Halford H-1 de cerca de 3.000 lbf (13 kN). A produção do H-1 pela Allis-Chalmers sofreu atrasos e, como o I-40 melhoraria drasticamente o desempenho, foram feitos planos para equipar os protótipos com o I-40.
O I-40 tornou-se importante para os planos da USAAF quando o P-59 com motor I-16 foi substituído em favor do P-80 com motor I-40 como o primeiro caça a jato de produção dos Estados Unidos. Em 1945, a licença para realmente produzir o motor não foi concedida à General Electric, mas sim à Allison. Allison, trabalhando em grande parte em fábricas de propriedade do governo durante a guerra, poderia produzir o motor em quantidade de maneira mais rápida e barata.
No momento em que as linhas de produção foram fechadas, Allison tinha construído mais de 6.600 J33 e a General Electric outros 300 (principalmente as primeiras rodagens).
Em 1958, J33s excedentes foram usados em burros a jato empurrando cargas mortas a 200 nós para testar porta-aviões prendendo cabos de engrenagem e ganchos traseiros em Lakehurst .
Um modelo do J33 destinado ao uso civil, denominado Allison 400-C4, em 1948 tornou-se a primeira turbina a gás dos Estados Unidos certificada para uso em transporte comercial.
Variantes
Dados de: motores de aeronaves do mundo 1953, motores de aeronaves do mundo 1957, motores de aeronaves do mundo 1953,
- J33-A-4
- semelhante a -21 sem injeção de água.
- J33-A-6
- 4.600 lbf (20 kN), Marinha dos Estados Unidos (USN)
- J33-A-8
- 4.600 lbf (20 kN), (USN)
- J33-A-10
- 4.600 lbf (20 kN), (USN) Usado como sistema de motor de propulsão misto com P&W R-4360 em Martin P4M
- J33-A-14
- Um motor de curta duração alimentando o Chance-Vought Regulus , 4.600 lbf (20,46 kN) de empuxo.
- J33-A-16
- Semelhante ao -16A, 5.850 lbf (26,02 kN)
- J33-A-16A
- Alimentando o Grumman F9F-7 , impulso de 5.400 lbf (24,02 kN).
- J33-A-17
- semelhante a -21 sem injeção de água
- J33-A-17A
- J33-A-18A
- Um motor de curta duração alimentando o Chance-Vought Regulus .
- J33-A-20
- J33-A-21
- 4.500 lbf (20,02 kN) de empuxo.
- J33-A-22
- Alimentando o Lockheed T2V-1 com purga de ar para controle da camada limite.
- J33-A-23
- semelhante a -35, 4.600 lbf (20,46 kN) de empuxo.
- J33-A-24
- Empuxo de 6.100 lbf (27,13 kN), alimenta o Lockheed T2V .
- J33-A-24A
- Empuxo de 6.100 lbf (27,13 kN), alimenta o Lockheed T2V .
- J33-A-25
- semelhante a -35
- J33-A-27
- Força Aérea dos Estados Unidos (USAF), semelhante ao -16A,
- J33-A-29
- 8.200 lbf (36,48 kN) empuxo de reaquecimento.
- J33-A-31
- semelhante a -35
- J33-A-33
- 6.000 lbf (26,69 kN) de impulso de reaquecimento.
- J33-A-35
- 4.600 lbf (20,46 kN) de empuxo / 5.400 lbf (24,02 kN) com injeção de água-álcool, alimenta o Lockheed T2V e Lockheed T-33 .
- J33-A-37
- Um motor de curta duração alimentando o Martin Matador , com impulso de 4.600 lbf (20,46 kN).
- Modelo 400-C4
- Designação da empresa, para uso comercial, semelhante a J33-A-21.
- Modelo 400-C5
- Designação da empresa J33-A-23.
- Modelo 400-C13
- Designação da empresa do -35
- Modelo 400-D9
- Designação da empresa de -33
Formulários
- Convair XF-92
- Lockheed P-80 Shooting Star
- Lockheed T-33 Shooting Star
- Lockheed F-94A / F-94B Starfire
- Norte-americano AJ Savage
- Martin P4M Mercator
- MGM-1 Matador
- MGM-13 Mace
- SSM-N-8 Regulus
Especificações (Allison J33-A-35)
Dados de Jane's all the World Aircraft 1955–56 e Aircraft engines of the World 1957.
Características gerais
- Tipo: turbojato de compressor centrífugo com injeção de água
- Comprimento: 107 pol. (271,8 cm)
- Diâmetro: 50,5 pol (128,3 cm)
- Peso seco: 1.820 lb (830 kg)
Componentes
- Compressor: compressor centrífugo de dupla face de estágio único
- Combustores : 14 latas tipo câmaras de combustão de aço inoxidável
- Turbina : axial de estágio único
- Tipo de combustível: JP-4 , querosene (AN-F-32) ou gasolina 100/130
- Sistema de óleo: reservatório úmido, spray de pressão a 42 psi (2,9 bar)
Desempenho
-
Empuxo máximo : 4.600 lbf (20 kN) estático seco a 11.750 rpm ao nível do mar para decolagem
- Empuxo de decolagem, umidade estática: 5.400 lbf (24 kN) a 11.750 rpm ao nível do mar
- Empuxo normal, estático: 3.900 lbf (17 kN) a 11.000 rpm ao nível do mar
- Razão de pressão geral : 4,4: 1
- Fluxo de massa de ar: 90 lb / s (41 kg / s) a 11.750 rpm
- Temperatura de entrada da turbina: TIT : 1.116,15 K (1.549 ° F; 843 ° C); JPT : 958,15 K (1.265 ° F; 685 ° C)
- Consumo específico de combustível : 1,12 lb / (lbf⋅h) (32 g / (kN⋅s))
- Razão empuxo-peso : 2,53
Veja também
Desenvolvimento relacionado
Motores comparáveis
Listas relacionadas
Referências
Leitura adicional
- Gunston, Bill (1989). World Encyclopaedia of Aero Engines (2ª ed.). Cambridge, Inglaterra: Patrick Stephens Limited. ISBN 978-1-85260-163-8.
- Kay, Anthony L. (2007). Turbojet History and Development 1930-1960, Volume 2: URSS, EUA, Japão, França, Canadá, Suécia, Suíça, Itália e Hungria (1ª ed.). Ramsbury: The Crowood Press. ISBN 978-1861269393.
- Wilkinson, Paul H. (1946). Motores de aeronaves do mundo 1946 . Londres: Sir Isaac Pitman & Sons. pp. 272–273.