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Articulo de referencia

Allison J35

Un J35 con el conducto de escape retirado, dejando al descubierto la turbina de potencia. El General Electric/Allison J35 fue el primer motor a reacción compresor de flujo axial...

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Un J35 con el conducto de escape retirado, dejando al descubierto la turbina de potencia.

El General Electric/Allison J35 fue el primer motor a reacción compresor de flujo axial (flujo de aire directo) de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos . Desarrollado originalmente por General Electric (designación de la compañía GE TG-180 ) en paralelo con el J33 de flujo centrífugo basado en Whittle , el J35 era un turborreactor bastante simple , que constaba de un compresor de flujo axial de once etapas y una turbina de una sola etapa. Con el postquemador , que llevaban la mayoría de los modelos, producía un empuje de 7400 lbf (33 kN) .  

Al igual que el J33, el diseño del J35 se originó en General Electric, pero la producción principal corrió a cargo de Allison Engine Company .

Diseño y desarrollo

Mientras desarrollaban el turbopropulsor axial T31 en 1943, General Electric se dio cuenta de que tenía los recursos para diseñar un turborreactor de flujo axial al mismo tiempo que su motor de flujo centrífugo J33 . Reconocieron que el axial tendría mayor potencial para el futuro y siguieron adelante con el motor TG-180. [ 1 ] Los diseños de compresores axiales de GE se desarrollaron a partir del compresor NACA de 8 etapas. [ 2 ]

El J35 seccionado en el Museo Nacional de Aviación Naval de Pensacola, Florida. El compresor de 11 etapas está pintado de azul (se han retirado los estatores), las cámaras de combustión son rojas y la turbina no está pintada. Las aberturas en forma de lágrima a lo largo del borde exterior de la turbina son los conductos de aire que se utilizan para enfriar las palas.
Vista en sección de la cúpula de la cámara de combustión J35
Vista en sección del atomizador de combustible J35

El motor tenía su arrancador y accesorios (control de combustible, bomba de combustible, bombas de aceite, bomba hidráulica, generador de RPM) [ 3 ] montados en el centro de la entrada del compresor. Esta disposición de accesorios, como se usaba en los motores centrífugos, restringía el área disponible para el aire de entrada del compresor. Se mantuvo en el J47 pero se revisó (se reubicó en una caja de engranajes externa) en el J73 cuando unSe requería un aumento del 50% en el flujo de aire. [ 4 ] También tenía un protector contra escombros en la entrada que era común en los primeros motores a reacción.

GE desarrolló un postquemador variable para el motor, aunque el control electrónico vinculado con los controles del motor tuvo que esperar hasta el J47. [ 5 ] Marrett describe una de las posibles consecuencias del control manual del motor y del postquemador en un motor de turbina: si el postquemador se encendía pero el piloto no aseguraba la apertura de la tobera, el regulador de RPM podía sobrealimentar el motor hasta que la turbina fallara. [ 6 ]

Historial operativo

El motor General Electric J35 realizó su primer vuelo en el Republic XP-84 Thunderjet en 1946. A finales de 1947, la responsabilidad total del desarrollo y la producción del motor se transfirió a la División Allison de General Motors Corporation , y algunos J35 también fueron fabricados por la división Chevrolet de GM . Se habían fabricado más de 14 000 motores J35 cuando finalizó la producción en 1955.

El J35 se utilizó para propulsar el avión de investigación de geometría variable Bell X-5 y varios prototipos como el Douglas XB-43 Jetmaster , el North American XB-45 Tornado , el Convair XB-46 , el Boeing XB-47 Stratojet , el Martin XB-48 y el Northrop YB-49 . Sin embargo, probablemente sea más conocido por ser el motor utilizado en dos de los principales cazas de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) en la década de 1950: el Republic F-84 Thunderjet y el Northrop F-89 Scorpion .

El J35-A-23, un desarrollo que sufrió un rediseño importante, se produjo posteriormente como el Allison J71 , que desarrollaba un empuje de 10.900 lbf (48,49 kN) .  

Variantes

Datos de: Aircraft Engines of the World 1953 , [ 7 ] Aircraft Engines of the World 1950 [ 8 ]

Empuje expresado en libras-pie (lbf) y kilonewtons (kN) .

J35-GE-2
3.820 lbf (17,0 kN) , prototipos construidos por General Electric .  
J35-GE-7
Los dos prototipos Republic XP-84 Thunderjet fueron propulsados ​​por motores de 3745 lbf (16,66 kN) fabricados por General Electric.  
J35-GE-15
El motor de 4000 lbf (18 kN) , fabricado por General Electric, impulsaba el único Republic XP-84A Thunderjet.  
J35-A-3
4000 lbf (18 kN)  
J35-C-3
3.820 lbf (17,0 kN) , producción de Chevrolet .  
J35-C-3
4000 lbf (18 kN) , fabricado por Chevrolet.  
J35-A-4
Similar a -29, 4000 lbf (18 kN)  
J35-A-5
4000 lbf (18 kN)  
J35-A-9
4000 lbf (18 kN)  
J35-A-11
Similar a -29, 6000 lbf (27 kN)  
J35-A-13
5200 lbf (23 kN)  
J35-A-13C
J35-A-15
Similar al -29, 4000 lbf (18 kN) , impulsaba los 15 Republic YP-84 Thunderjets.  
J35-A-15C
4000 lbf (18 kN)  
J35-A-17
Similar a -29, 4900 lbf (22 kN)  
J35-A-17A
Similar a -29, 5000 lbf (22 kN)  
J35-A-17D
5000 lbf (22 kN)  
J35-A-19
Similar a -17, 5000 lbf (22 kN)  
J35-A-21
Similar al -35, 5600 lbf (25 kN) / 7400 lbf (33 kN) con postcombustión    
J35-A-21A
Similar al -35, 5600 lbf (25 kN) / 7400 lbf (33 kN) con postcombustión    
J35-A-23
Similar a -29, 10.900 lbf (48 kN) / designación original para el Allison J71  
J35-A-25
Similar a -29, 5000 lbf (22 kN)  
J35-A-29
5560 lbf (24,7 kN) , propulsado por el Republic F-84G Thunderjet  
J35-A-33
Similar al -35, 5600 lbf (25 kN) / 7400 lbf (33 kN) con postcombustión, sin sistema antihielo.    
J35-A-33A
Similar al -35, 5600 lbf (25 kN) / 7400 lbf (33 kN) con postcombustión, sin sistema antihielo.    
J35-A-35
5440 lbf (24,2 kN) / 7200 lbf (32 kN) con postcombustión    
J35-A-41
Similar al -35, 5600 lbf (25 kN) / 7400 lbf (33 kN) con postcombustión, con sistema antihielo.    
Modelo 450
Designación de la empresa para los motores de la serie J35.
General Electric 7E-TG-180-XR-17A
Generador de gas de aproximadamente 1740 hp (1300 kW) para el Hughes XH-17 .  

Aplicaciones

Motores en exhibición

Especificaciones (J35-A-35)

Vista de perfil del J35-A-9

Datos de , [ 9 ] Motores de aeronaves del mundo 1957 [ 10 ]

Características generales

  • Tipo: Turborreactor con postcombustión
  • Longitud: 195,5  pulgadas (4970  mm) incluyendo el postquemador
  • Diámetro: 37  pulgadas (940  mm)
  • Superficie frontal: 7,5 pies  cuadrados  (0,70  m² )
  • Peso en seco: 1050  kg (2315  lb) sin postcombustión; 1330  kg (2930  lb) con postcombustión.

Componentes

  • Compresor: compresor axial de 11 etapas
  • Cámaras de combustión : ocho cámaras de combustión tubulares interconectadas.
  • Turbina : turbina axial de una sola etapa
  • Tipo de combustible: queroseno de aviación, JP-4 , MIL-F-5624 o gasolina de 100/130 octanos.
  • Sistema de aceite: sistema de presión de cárter seco con bombas de presión y de recuperación de engranajes rectos a 35  psi (240  kPa).

Actuación

  • Empuje máximo (en seco): 5600 lbf  (25  kN) para el despegue a 8000 rpm
  • Empuje máximo (húmedo): 7500  lbf (33  kN) para el despegue a 8000 rpm
  • Relación de presión total : 5:1
  • Caudal másico de aire: 95  lb/s (2600  kg/min) a potencia de despegue
  • Consumo específico de combustible : 1,1 lb/(lbf⋅h) (31  g/(kN⋅s)) en seco; 2 lb/(lbf⋅h) (57  g/(kN⋅s)) en húmedo
  • Relación empuje-peso : 2,63
  • Altitud máxima de operación: 50 000  pies (15 000  m)
  • Costo: US$ 46.000 cada uno

Véase también

Desarrollo relacionado

Motores comparables

Listas relacionadas

Referencias

  1. ↑ Gunston, Bill (2006). El desarrollo de los motores aeronáuticos de turbina y a reacción (4.ª  ed.). Sparkford: PSL. pág.  143. ISBN 0750944773.
  2. ↑ Dawson, Virginia P. (1991). "Motores SP-4306 e innovación: Laboratorio Lewis y American Propulsion Technology Capítulo 3 : Propulsión a chorro: demasiado poco, demasiado tarde" . history.nasa.gov . Washington, DC: Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio, Oficina de Gestión, División de Información Científica y Técnica . Consultado el 16 de marzo de 2019 . 
  3. ↑ "AERO ENGINES 1956" . Flight and Aircraft Engineer . 69 (2468): 567–597 . 11 de mayo de 1956. Consultado el 16 de marzo de 2019 .
  4. ↑ "Motores aeronáuticos 1957" . Flight and Aircraft Engineer . 72 (2531): 111–143 . 26 de julio de 1957. Consultado el 16 de marzo de 2019 .
  5. ↑ General Electric Company (1979). Siete décadas de progreso: Un legado de tecnología de turbinas de aeronaves (1.ª ed.). Fallbrook: Aero Publishers Inc. pág. 76. ISBN   0-8168-8355-6.
  6. ↑ Marrett, George J. (2006). Probando la muerte : pilotos de pruebas de Hughes Aircraft y armamento de la Guerra Fría (1.ª ed.). Naval Institute Press. p. 21. ISBN    978-1-59114-512-7.
  7. ↑ Wilkinson, Paul H. (1953). Motores de aeronaves del mundo 1953 (11.ª ed.). Londres: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. págs. 60–62 .  
  8. ↑ Wilkinson, Paul H. (1950). Motores de aeronaves del mundo 1950 (11.ª ed.). Londres: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. págs. 48–49 .  
  9. ↑ Bridgman, Leonard (1955). Jane's all the World's Aircraft 1955–56 . Londres: Jane's all the World's Aircraft Publishing Co. Ltd.
  10. ↑ Wilkinson, Paul H. (1957). Motores de aeronaves del mundo 1957 (15.ª ed.). Londres: Sir Isaac Pitman & Sons Ltd. pp. 70–71 .  

Lecturas adicionales

  • Kay, Anthony L. (2007). Historia y desarrollo del turborreactor 1930-1960 Volumen 2: URSS, EE. UU., Japón, Francia, Canadá, Suecia, Suiza, Italia y Hungría (1.ª  ed.). Ramsbury: The Crowood Press. ISBN 978-1861269393.
  • "El turborreactor estadounidense más destacado  : algunos detalles del delgado J-35 de flujo axial" . Flight and Aircraft Engineer . LIV (2067): 163. 5 de agosto de 1948. Consultado el 16 de marzo de 2019 .