Otevřít hlavní menu

Allison J33

proudový motor

General Electric/Allison J33 byl americký proudový motor, který vznikl jako vývojový stupeň motoru General Electric J31. Byl mj. zvětšen za účelem významného zvýšení tahu. Nejprve na 18 kN (4 000 lbf), poté na 20 kN (4 600 lbf) a s dodatečným vstřikování směsi vody a alkoholu v nižších letouvých hladinách poskytoval tah až 24 kN (5 400 lbf).

J33
Allison J33-A-35
Allison J33-A-35
Typ Proudový motor
Výrobce General Electric
Allison Engine Company
První rozběh 1942
Hlavní použití Lockheed P-80 Shooting Star
Lockheed T-33 Shooting Star
Lockheed F-94A/B Starfire
SSM-N-8 Regulus
Vyvinut z motoru General Electric J31

Vznik a vývojEditovat

Motor J33 byl původně vyvinut společností General Electric jako výsledek jejich práce s návrhy Franka Whittlea během druhé světové války. Jejich první motor nesl označení General Electric I-A, ale po několik změnách nutných pro americkou produkci a zvýšení tahu začala v roce 1942 výroba pod označením I-16; 16 odkazovalo na tah 1,600 lbf (7,1 kN). Velkovýroba začala jako J31, kdy armádní letectvo Spojených států zavedlo společné značení pro všechny své projekty motorů.

Spolu s verzí I-16 začala firma General Elecric pracovat na zvětšené verzi známé jako I-40. Jak naznačoval název, byl motor navržen tak, aby poskytl 4 000 lbf (18 kN). Kromě rozměru byl mezi I-16 a I-40 hlavním rozdílem spalovací systém: I-16 měl deset reverzních trubkových spalovacích komor, zatímco I-40 měl 14 přímých trubkových spalovacích komor. Vývojový cyklus byl pozoruhodně rychlý. Projekční práce začaly v polovině roku 1943 a 13. ledna 1944 byl první prototyp podroben statickému testování.

Civilní verze modelu J33 nesla označení Allison 400-C4 a v roce 1948 se stala první americkou plynovou turbínou certifikovanou pro komerční dopravu.[1]

PoužitíEditovat

Specifikace (Allison J33-A-35)Editovat

 
Motor J33 v řezu

Technické údajeEditovat

  • Typ: proudový motor
  • Délka: 271,8 mm
  • Průměr: 128,3 mm
  • Hmotnost suchého motoru: 825,5 kg

SoučástiEditovat

  • Kompresor: obustranný radiální kompresor
  • Spalovací komora: trubková
  • Turbína: 1 stupňová axiální

VýkonyEditovat

  • Maximální tah:
    • 20,46 kN (4 600 lbf) při 11 500 ot./min. na úrovni moře na vzletový výkon
    • 17,35 kN (3 900 lbf) při 11 000 ot./min. na úrovni moře (statický výkon)
  • Celkový poměr stlačení: 4,1:1
  • Průtok/hltnost vzduchu: 39,46 kg/s při 11 500 ot./min.
  • Teplota plynů před turbínou: 716 °C
  • Měrná spotřeba paliva: 1,14 lb/(lbf h) (111,84 kg/(kN h))
  • Poměr tah/hmotnost: 2,53 lbf/lb (0,025 kN/kg)

ReferenceEditovat

Externí odkazyEditovat