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Allison J35

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Allison J35 (caract. J35-A-35)
La partie échappement d'un Allison J35.
Constructeur	General Electric Allison Engine Company
Premier vol	1946[1]
Utilisation	• F-84 Thunderjet • F-89 Scorpion
Caractéristiques
Type	Turboréacteur[2] monocorps simple flux avec postcombustion
Longueur	4 970 mm
Diamètre	1 100 mm
Masse	sans PC : 1 050 kg avec PC : 1 330 kg
Composants
Compresseur	Axial à 11 étages
Chambre de combustion	8 chambres tubulaires interconnectées
Turbine	Axiale à 1 étage
Performances
Poussée maximale à sec	24,91 kN
Poussée maximale avec PC	32,92 kN
Taux de compression	5 : 1
Débit d'air	41 kg/s
Température Entrée Turbine	675[3] °C
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LeGeneral Electric/Allison J35 était un turboréacteur simple flux monocorps, conçu originellement aux États-Unis par l'entreprise General Electric (désignation interne TG-180), en parallèle au turboréacteur à flux centrifuge de style « Whittle » Allison J33. Il fut le premier réacteur à flux axial de l’US Air Force. Le J35 était d'une conception très simpliste, avec un compresseur axial à onze étages, huit chambres de combustion tubulaires^[3] et une turbine à étage unique. Avec la postcombustion, ce que la plupart des modèles possédaient, il produisait une poussée de 32,92 kN.

Comme pour l'Allison J33, la conception du J35 eut lieu chez General Electric, mais la majeure partie de sa production fut réalisée par l’Allison Engine Company. Son prix unitaire était de 46 000 $.

Conception et développement[modifier | modifier le code]

Alors qu'elle était en plein développement du turbopropulseur à compresseur axial T31, en 1943, la compagnie General Electric réalisa qu'elle avait les ressources pour concevoir un turboréacteur à flux axial en même temps que leur J33 à compresseur centrifuge. Les ingénieurs remarquèrent que la technologie axiale allait offrir plus de potentiel pour le futur et ils se lancèrent dans la réalisation du moteur TG-180^[4]. Les compresseurs axiaux conçus par GE furent développés à partir du compresseur NACA à huit étages^[5].

Le moteur avait son démarreur et ses accessoires (contrôle du carburant, pompes à carburant, pompe hydraulique, génératrice, indicateur RPM) montés au centre du cône d'entrée du compresseur ^[6]. Cette disposition d'accessoires, qui était habituelle sur les moteurs à compresseur centrifuge, posait l'inconvénient de restreindre la surface disponible pour laisser l'air alimenter le compresseur. Cette disposition fut acceptée pour le J47 mais revue pour le J73 (éléments relocalisés sur une boîte à accessoires externes), lorsqu'une augmentation de 50 % du flux d'admission fut nécessaire^[7]. Le moteur était également doté de protections contre l'ingestion de débris, ce qui était monnaie courante sur les premiers moteurs à réaction. Il pouvait fonctionner jusqu'à une altitude de 15 000 m.

Le compresseur, à onze étages était constitué de 10 disques en aluminium et du dernier en acier, le tout boulonné à un arbre central creux^[3]. Chaque disque supportait des aubes en acier, et l'ensemble tenait sur deux roulements, un à rouleaux, l'autre à billes^[3]. Les 11 séries d'ailettes en acier du stator sont maintenues empilées entre elles par un guide à l'avant et un autre situé juste avant les chambres de combustion. Ces dernières sont alimentées par des injecteurs Duplex éjectant le carburant vers le sens du flux du moteur^[3]. La turbine contient un guide (stator) à 64 ailettes et un carénage qui sont intégralement soudés entre eux^[3]. De même, les 126 ailettes en alliage du rotor de la turbine et leur disque support sont soudés directement à l'arbre creux central du moteur^[3].

GE développa une postcombustion variable pour le moteur, mais il fallut attendre le J47 pour voir apparaître des contrôles reliant électroniquement le moteur aux commandes du boîtier de gestion de celui-ci^[8]. G. Marrett^[9] décrit l'une des conséquences si le « lien » est humain entre le moteur et sa postcombustion : Si les brûleurs injectent du carburant mais que la tuyère ne s'ouvre pas (et que le pilote ne le remarque pas), l'indicateur RPM (qui donne les tours par minute de régime moteur) va surcharger en carburant les chambres de combustion jusqu'à faire griller la turbine par surchauffe.

Histoire opérationnelle[modifier | modifier le code]

Le J35 effectua son premier vol à bord d'un Republic XP-84 Thunderjeten1946. Plus tard, en 1947, la responsabilité complète de son développement et de sa production furent transférés à la division Allison Engine Company de la General Motors Corporation et quelques J35 furent même produits par Chevrolet. Plus de 14 000 J35 avaient été fabriqués, au moment de l'arrêt de leur production, en 1955

Le J35 fut utilisé pour propulser l'avion de recherches à ailes à géométrie variable Bell X-5 et d'autres prototypes, tels les XB-43 Jetmaster, XB-45 Tornado, Convair XB-46, XB-47 Stratojet, Martin XB-48, and Northrop YB-49. Il est toutefois surtout connu pour avoir équipé deux des célèbres chasseurs de première ligne de l’US Air Force des années 1950 : Les Republic F-84 ThunderjetetNorthrop F-89 Scorpion.

Un développement largement revu du J35 fut ensuite produit sous le nom d'Allison J71, développant 48,49 kN de poussée.

Versions[modifier | modifier le code]

• J35-GE-2 : 16,99 kN de poussée, prototypes construits par General Electric ;
• J35-GE-7 : 16,66 kN de poussée, construits par General Electric, propulsait les deux prototypes Republic XP-84 Thunderjet ;
• J35-GE-15 : 17,79 kN de poussée, construits par General Electric, propulsait le seul Republic XP-84A Thunderjet ;
• J35-A-3 : 17,79 kN de poussée ;
• J35-C-3 : 16,99 kN de poussée, production par Chevrolet ;
• J35-C-3 : 17,79 kN de poussée, production par Chevrolet ;
• J35-A-5 : 17,79 kN de poussée ;
• J35-A-9 : 17,79 kN de poussée ;
• J35-A-11 : 26,69 kN de poussée ;
• J35-A-13 : 23,13 kN de poussée ;
• J35-A-13C
• J35-A-15 : 17,79 kN de poussée, propulsait les quinze Republic YP-84 Thunderjet ;
• J35-A-15C : 17,79 kN de poussée ;
• J35-A-17 : 21,80 kN de poussée ;
• J35-A-17D : 22,24 kN de poussée ;
• J35-A-19 : 22,24 kN de poussée ;
• J35-A-21 : 24,91 kN de poussée, 32,92 kN avec la postcombustion ;
• J35-A-23 : 48,49 kN de poussée, désignation originale pour l'Allison J71 ;
• J35-A-29 : 24,73 kN de poussée ;
• J35-A-35 : 32,03 kN de poussée avec la postcombustion;
• J35-A-33 : 24,91 kN de poussée, 32,92 kN avec la postcombustion ;
• J35-A-35 : 24,20 kN de poussée, 32,03 kN avec la postcombustion ;

Applications[modifier | modifier le code]

• Bell X-5
• Boeing XB-47 Stratojet
• Convair XB-46
• Douglas D-558-1 Skystreak
• Douglas XB-43 Jetmaster
• Martin XB-48
• North American FJ-1 Fury
• North American XB-45 Tornado
• North American XP-86 Sabre
• Northrop F-89 Scorpion
• Northrop YB-49
• Republic F-84 Thunderjet
• Vought F7U-3 Cutlass (pour tests temporaires)

Galerie photographique[modifier | modifier le code]

• 
  Allison J35 (GE), 1947 (National Naval Aviation Museum, Pensacola, FL).
• 
  Vue en coupe d'un dôme d'une des chambres de combustion du J35.
• 
  Vue en coupe d'un injecteur de carburant du J35.

Notes et références[modifier | modifier le code]

Voir aussi[modifier | modifier le code]

• Allison J35, sur Wikimedia Commons

Articles connexes[modifier | modifier le code]

• General Electric J47
• Allison J71
• Rolls-Royce Avon

Bibliographie[modifier | modifier le code]

• (en) Bill Gunston, The Development of Jet and Turbine Aero Engines, Sparkford, Somerset (UK), Patrick Stephens, Haynes Publishing, 15 octobre 2006, 4^e éd., 272 p. (ISBN 1-85260-618-5et978-1852606183).
• (en) General Electric, Seven decades of progress : A Heritage of Aircraft Turbine Technology, Fallbrook, Aero Publishers Inc., 1979, 1^re éd., 232 p. (ISBN 0-8168-8355-6et978-0816883554).
• (en) George J. Marrett, Testing Death : Hughes Aircraft Test Pilots and Cold War Weaponry, Annapolis (Maryland, USA), Naval Institute Press, 1^er septembre 2008, 512 p. (ISBN 978-1-59114-512-7et1591145120).
• (en) Anthony L. Kay, Turbojet : History and development 1930–1960, vol. 2 : USSR, USA, Japan, France, Canada, Sweden, Switzerland, Italy, Czechoslovakia and Hungary, Marlborough, Wiltshire (England), Crowood Press, 2007, 1^re éd., 240 p. (ISBN 978-1-86126-939-3).

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