V roce 1939 otestoval britský inženýr Frank Whittle nový, revoluční typ motoru, fungujícího na principu plynové turbíny. Koncept spoléhal na kompresor se sérií lopatek, které stlačovaly a vháněly vzduch do spalovací komory. Ve spalovací komoře došlo ke smíchání s palivem, zapálení a vyvedení spalin na oběžné kolo turbíny. Turbína zpětně poháněla kompresor. Horké plyny o vysoké rychlosti postupovaly prodlužovací rourou směrem vzad, ven z motoru. Vystupující plyny vyvozovaly na tu dobu obrovský dopředný tah.
Po té, co bylo odhaleno, že v Německu probíhá podobný vývoj, usilovala Velká Británie o to, mít ve vzduchu první proudovým motorem poháněné letadlo a využít jej v probíhající válce. Bohužel hlavní britský výrobce leteckých motorů, Rolls-Royce, byl zahlcen objednávkami na pístové motory a nebyl schopen se věnovat dokončení vývoje a výrobě Whittlových motorů. Britové se tedy obrátili na USA s nabídkou možnosti licenčního vývoje a výroby Whittlových konstrukcí. Aby nebyla ohrožena poválečná výroba proudových motorů v Rolls-Royce, zajistila Britská vláda, aby licence nebyla nabídnuta firmám zabývajícím se především masovou výrobou (Pratt & Whitney, Curtis-Wright, Allison), ale firmám orientujím se na vývoj (Allis Chlamers, Westinghouse, General Electric).
V GE pro tento účel vznikla v říjnu 1941 oddělená vývojová divize, která záhy po tom od U.S. Army Air Corps získala kontrakt vývoj motoru, založeného na Whittlově konstrukci W.1. Originál tohoto motoru byl ještě v témže roce odeslán do USA. O půl roku později, 18. dubna 1942, došlo k prvnímu spuštění nového motoru I-A. Byl to v USA vůbec první provozuschopný proudový motor. Vývoje se zůčastnil i Dr. Stanford A. Moss, který byl povolán zpět z důchodu, aby pomohl při konstrukci nového motoru. Dr. Moss v roce 1918 pro GE vyvinul turbínový přeplňovací kompresor (turbo supercharger).
1. října 1942 se dvěma těmito motory vzlétl z Muroc Army Air Field letoun Bell XP-59A. Tím za oceánem začala doba proudových letounů. Letové výkony letounu XP-59 však byly daleko za očekáváními . Testované motory měly v době prvního letu tah po 1250 lbf (5,56 kN). Po několika vylepšeních a dalších testech se nakonec sériová výroba rozjela ještě v témže roce, pod továrním označením I-16 a o tahu 1600 lbf, 7,1 kN). USAAF zavedly jednotné jmenné konvence pro pojmenování leteckých motorů, u letectva byl tentýž motor znám pod označením J31. Motor J31 poháněl sériové P-59A a P-59B.
Motory I-16 sice ukázaly, že dokáží poskytnout dobrý tah, ale za neúměrně vysoké spotřeby, motory trpěly vibracemi a jednotlivé části se rychle opotřebovávaly. V GE tedy začaly práce na větším motoru s mnohem vyšším tahem, motor měl již být prakticky použitelný ve vzdušných soubojích. Šlo o typ I-40 o navrhovaném tahu 4000lbf, 18kN.
Vývoj byl velmi rychlý, s návrhy se začalo v polovině roku 1943, první pozemní testy proběhly už 13. ledna 1944. Když Stanley Hooker z firmy Rolls-Royce viděl, jak jdou práce velmi rychle kupředu, vrátil se do Velké Británie, aby navrhl silnější motor, Rolls-Royce Nene o tahu 22 kN. Doposavad nejsilnějším britským motorem byl Rolls-Royce Derwent IV o tahu 10,7 kN.
Lockheed se nacházel právě uprostřed prací na projektu XP-80. Původní plány počítaly pro tento letoun s motorem Halforde H-1 (Goblin I) o tahu 13 kN, vyráběným v USA. Výroba H-1 se však opožďovala a jelikož by I-40 velmi výrazně zvýšil výkony letounu, bylo přijato řešení použít v prototypu tyto nové motory.
Letoun P-80 vzlétl poprvé v červnu 1944, s motorem I-40, v označní USAAF J33. V roce 1947 letoun ustanovil nový rychlostní rekord 998 km/h. Komplikace s novými motory trochu protáhla zavedení letounu do služby.
Dobré výkony I-40 zapříčinily, že USAAF zrušilo výrobu letounu P-59 s motory I-16. P-80 se tak stal prvním americkým, ve větších sériích vyráběným proudovým letounem. V listopadu 1945 získala licenci k sériové výrobě motoru firma Allison, nikoliv GE. Důvod byl ten, že Allison využíval k výrobě státní továrny, vybavené během války a mohl tak produkovat větší množství motorů a s nižšími náklady. Podobný osud později potkal i následovníka těchto motorů, J35.
GE údajně vyrobil celkem zhruba 300 motorů J33. Allison pak pokračoval ve velkovýrobě, čísla z roku 1957 hovoří o počtu 15000 vyrobených motorů, přičemž výroba pokračovala ještě další dva roky. Výroba nejrozšířenější verze J33-A-35 končila v roce 1955 na počtu asi 6600 kusů. Motor J33 byl prvním americkým velkosériově vyráběným proudovým motorem a také jediným "původně americkým", nasazeným motorem s čistě odstředivým kompresorem. Jednotková cena J33-A-35 byla přibližně 20 tis. USD, což by mělo odpovídat tehdejším asi 14 tis. liber.
Motory nejrozšířenější série, J33-A-35, často přesahovaly 1200 hodin provozu bez závady, jiné motory však trpěly problémy - třeba J33-A-16 (z F9F-7), které například musely být v srpnu 1954 dočasně uzeměny, protože se na oporách palivových trysek objevily praskliny.
Motor J33 poháněl letouny F-80 Shooting Star od USAF (na F-80B byly používány J-33A-9A, -11A, 17A a -21, na F-80C byly používány J33-A-23 a především -35), poháněly cvičný Lockheed T-33, cvičný TV-2 od U.S. Navy, F-94A/B Starfire (v podstatě dvoumístná verze F-80), Convair XF-92. Podrobnější výpisy jsou v tabulkách níže.
Motor má jednostupňový radiální kompresor s dvoustraným vstupem, 14 trubkových spalovacích komor a jednostupňovou axiální turbínu. Tři čtvrtiny energie dodané spalováním jsou spotřebovány pro pohon málo efektivního kompresoru, pouze jedna čtvrtina je využita k vytvoření tahu. Motory J33 měly tah 18-20kN s možností krátkodobého zvýšení v malých výškách až na 24kN pomocí vstřikování směsi vody a alkoholu . Krátkodobé zvýšení tahu mělo smysl především při provozu z krátkých vzletových drah a při horkém počasí. Použítí při teplotě pod 0°C není účinné a je na zemi zakázané. F-80B měly pro tuto směs dvě nádrže po 114 litrech, F-80C měla nádrž o celkové kapacitě 189 litrů.
Provozní omezení J33 bylo 30 minut na vzletovém/maximálním režimu při 100% otáček, provoz na 95% maximálních otáček omezen nebyl.
Motory J33 byly použity také na řízených střelách zem-zem MGM-13 Mace, MGM-1 Matador a Regulus I. Typickým zástupcem motorů J33 pro řízené střely je J33-A-37 o tahu 20,56 kN, vyvíjený od října 1950. Díky požadavku na životnost motoru pouze 5 hodin mohl Allison snížit kvalitu motorů a tím i cenu, spolehlivost po dobu plánované životnosti však byla nezměněna. Novátorské postupy, použíté v rámci snížení množství drahých materiálů při výrobě motoru později Allison aplikoval i na své další konstrukce. Do poloviny roku 1957 bylo dodáno přes 2000 těchto speciálních motorů (možná nejen verze -37). Obě verze J33 pro řízené střely, J33-A-37 a J33-A-41, byly motory o krátké životnosti, navržené pro ne více, než 10 hodin provizu. USAF ani nevyžadovalo certifikaci spolehlivosti motorů, což se příznivě projevilo na ceně motorů. Jeden z požadavků pro letadlové motory J33 byla mřížka chránící vstup vzduchu od kompresoru před cizími předměty, tato mřížka u motorů pro střely použita nebyla. Průměr motorů J33 určoval průměr celé střely, která díky radiálnímu kompresoru motoru musela být do šířky poměrně mohutná - nejméně 137 cm. Použití motorů J33 na ŘS mělo také výhodu ve snadnější údržbě a provozu - jednotné náhradní díly s letadlovou verzí motorů, jednotné podpůrné příslušenství, palivo, školení techniků.
| J33-A-8 | Motor nainstalován na letoun F9F-3, předchozí verze letounu, F9F-2, používala motory PW J42 |
| J33-A-9 | Motor nainstalován na prvních kusech P-80A, v roce 1945 však bylo používání tohoto motoru zakázáno. |
| J33-A-9A | F-80B |
| J33-A-11 (A?) | Používány krom jiných také na RF-80A, v roce 1953 byly u 98 těchto letounů motory nahrazeny za silnější J33-A-35 |
| J33-A-11A | F-80B |
| J33-A-16 (A?) | Oproti rozšířenému J33-A-35 měl motor průtok zvýšen na 52,2kg/s při 11800 rpm a dosahoval tak tahu 26,02 kN (5850 lbf). Motor použit na F9F-4, následující verze letounu, F9F-5, již měla motor J48-P-4 a přepracovaný trup. |
| J33-A-16A | nejsilnější motor základního J33 bez přídavného spalování. Tah 28,25 kN (6350 lbf), pohání Cougar |
| J33-A-17 (A?) | Motory montovány do P-80A počínaje 346tým vyrobeným letounem. Předchotí používané a vzájemně zaměnitelné motory J33-A-9 a J33-A-11 byly během několika let upraveny na verzi J33-A-17. |
| J33-A-17A | F-80B |
| J33-A-18A | údajně použito na střele RMG-6B Regulus, možná se však jedná o motor J33-A-37. Tah 20,46 kN (4600 lbf). |
| J33-A-19 | tyto motory používalo 168 letounů F9F-7 |
| J33-A-21 | se vstřikováním směsi voda-alkohol, F-80B, tah 20,02 kN (4500 lbf). |
| J33-A-23 | se vstřikováním směsi voda-alkohol. Použity na prvních F-80C, původně poháněl "Model 7002", P-80R, prvně poháněly také TF-80C. Tah 20,46 kN (4600 lbf). |
| J33-A-24 | 27,13 kN (6100 lbf). |
| J33-A-25 | později poháněly TF-80C |
| J33-A-29 | motor J33-A-16 s přídavným spalováním. XF-92A, později poháněl "Model 7002". Tah 36,47 kN, resp. 33,36 kN dle jiného zdroje (8200 resp. 7500 lbf). |
| J33-A-33 | F-94A/B. Tah 31,14 (7000 lbf), jiný zdroj udává tah s přídavným spalováním 26,69 kN (6000 lbf). |
| J33-A-35 | jeden motor v korejské válce provedl 1200 bojových hodin se třemi opravami s nejdelším meziopravovým intervalem 800 hodin. Motory byly natolik spolehlivé, že hranici 1200 hodin později bez větší poruchy často přesahovaly. Hlavní motor pro F-80C, T-33, RF-80A. Tah 24,02 kN (5400 lbf) se vstřikováním směsi voda-alkohol. |
| J33-A-37 | motor pro řízené střely, použito na Martin Matador (TM-61A). Tah 20,46 kN (4600 lbf). |
| J33-A-41 | motor pro řízené střely, použito na MGM-13B Mice (dříve Mace A), MGM-13C Mace (dříve Mace B). Tah 23,13 kN (5200 lbf). |
| Tah motoru na maximálním režimu při 11750 ot.min-1 | 20,46 kN |
| Tah motoru při vstřikování směsi vody a alkoholu | 24,02 kN |
| Suchá hmotnost motoru | 814 kg |
| Maximální operační výška | 14300 m |
| Typ | - | J31-GE-1 | J31-GE-3 | J31-GE-5 | J31-GE-7 |
| Průměr | mm | 1054 | 1054 | 1054 | 1054 |
| Délka | mm | 1829 | 1829 | 1829 | 1829 |
| Hmotnost motoru | kg | ||||
| Tah – maximální | N | 7162 | 7162 | 6895 | 6895 |
| - s přídavným spalováním | N | ||||
| SFC | kg.N-1.h-1 | 0,1253 | 0,1253 | 0,1274 | 0,1274 |
| Průtok vzduchu | kg.s-1 | 15 | 15 | ||
| Celkové stlačení za kompresorem | - | 4,5 | 4,5 | 4,5 | |
| Maximální teplota za turbínou | K | ||||
| Použití | - | YP-59A | P-59A, FR-1, XA-26F, XF2R-1 | XP-59A, P-59A/B |
| Typ | - | J33-A-6 | J33-A-8 | J33-A-9 | J33-A-9A | J33-A-9B | J33-A-10 | J33-A-13 | J33-A-16 | J33-A-16A | J33-A-17 | J33-A-17A | J33-A-18A | J33-A-19 | J33-A-21 |
| Průměr | mm | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | ||
| Délka | mm | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | ||
| Hmotnost motoru | kg | 805 | 805 | 853 | 850 | 850 | 810 | 839 | |||||||
| Tah – maximální | N | 17793 | 20462 | 17014 | 17014 | 17014 | 20462 | 17014 | 27801 | 28246 | 17014 | 17014 | 20462 | 17014 | |
| - s přídavným spalováním | N | 20017 | 30915 | 30915 | 20017 | 24020 | 20017 | ||||||||
| SFC – maximální tah | kg.N-1.h-1 | ?? | 0,1246 | 0,1246 | 0,1246 | 0,1145 | 0,1246 | 0,1246 | 0,1246 | 0,1174 | 0,1246 | ||||
| Průtok vzduchu | kg.s-1 | 40 | |||||||||||||
| Celkové stlačení za kompresorem | - | 4,1 | 4,1 | 4,1 | 4,4 | 4,1 | 4,1 | 4,1 | 4,5 | 4,1 | |||||
| Maximální teplota za turbínou | K | 953 | |||||||||||||
| Použití | - | XF9F-1 | F9F-3 | YP-80A, P-80A, XFP-80A | RF-80A | RF-80A | AJ-1/-1P/-2/-2P | F9F-4, XF-92A | F9F-7 | P-80A/B, XP-80R | P-80A/B | BQM-6C, RGM-6A/B | XAJ-2 | P-80B, XF-92A | |
| Typ | - | J33-A-23 | J33-A-25 | J33-A-27 | J33-A-29 | J33-A-31 | J33-A-33 | J33-A-33A | J33-A-35 | J33-A-37 | J33-A-41 | J33-GE-11 | J33-GE-11A | J33-GE-11B | J33-GE-15 |
| Průměr | mm | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1252 | 1252 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | 1283 | ||
| Délka | mm | 2614 | 2614 | 2614 | 5182 | 2235 | 5461 | 5461 | 2718 | 2614 | 2614 | 2614 | 2614 | ||
| Hmotnost motoru | kg | 814 | 814 | 810 | 998 | 797 | 1084 | 1084 | 814 | 805 | 805 | 807 | 805 | ||
| Tah – maximální | N | 20462 | 23353 | 26022 | 24910 | 20462 | 20462 | 20462 | 20462 | 20462 | 23353 | 17014 | 17014 | 17014 | 17014 |
| - s přídavným spalováním | N | 24020 | 27579 | 28913 | 33362 | 26689 | 26689 | 24020 | 20017 | ||||||
| SFC | kg.N-1.h-1 | 3,23 | 0,108 | 0,1174 | 0,1152 | 0,1174 | 0,1174 | 0,1163 | 0,1246 | 0,1246 | 0,1246 | 0,1246 | |||
| Průtok vzduchu | kg.s-1 | 7,08 | 7,08 | 7,08 | |||||||||||
| Celkové stlačení za kompresorem | - | 4,5 | 4,5 | 4,5 | 4 | 4 | 4 | 4,1 | 4,1 | 4,1 | 4,1 | ||||
| Maximální teplota za turbínou | K | ||||||||||||||
| Použití | - | P-80C, QF-80C, RF-80C, XF-92A, TF-80C, TV-1/-2, T2V, CT-133 | RD-80 | F-80E | XF-92A, XF-90, F-80D | XSSM-A-3 | F-94A/B | F-94A/B, YF-94D | P-80C, RF-80C, T2V | MGM-1/-1A/-1B/-1C | CGM-13A/B, MGM-13A/B/C | P-80A, RF-80A | RF-80A | RF-80A |
Některé zdroje použitých informací a obrázků:
Poslední aktualizace: září 2010
Pokud máte připomínky, nebo narazíte na chybu, prosím napište
Zpět na homepage www.leteckemotory.cz