Silniki turboodrzutowe w USA
Kolejne Zachodnie silniki to całkowicie przejście ze sprężarek odśrodkowych (promieniowych) na sprężarki osiowe. Wspomnieliśmy już o pracach inżyniera Alan Arnold Griffith, który dążył do opracowania skutecznej sprężarki osiowej. Z czego wynikało to dążenie? Chodziło przede wszystkim o stworzenie silnika, którego przekrój poprzeczny będzie jak najmniejszy. W efekcie opór czołowy konstrukcji będzie mniejszy. Powtórzyła się taka sytuacja jak w przypadku silników rzędowych i gwiazdowych w 20/30-latach XX wieku.
Odkryciem Alan Arnold Griffith było nie tylko opracowanie skutecznej sprężarki osiowej, ale także opracowanie nowego profilu łopatki. Łopatka nie była już płaska tylko otrzymała profil wklęsło-wypukły. Jej sprawność znacznie wzrosła. W 1928 roku, uruchomiono program o kryptonimie „Anne”. Grupa inżynierów zbudowała kilka modeli. Budowa kompletnego silnika o kryptonimie „Betty” lub „B.10”, natrafiła jednak na duże trudności. Brak było materiałów, które wytrzymałyby długotrwałe oddziaływanie temperatury ponad 400 stopni C i program poszedł chwilowo w odstawkę.
Wspomnieliśmy już o silnikach brytyjskich ze sprężarkami osiowymi: Metropolitan-Vickers F.2, Armstrong Siddele Sapphire oraz Rolls Royce Avon, które narodziły się w trakcie drugiej wojny światowej lub tuż po jej zakończeniu.
Dokładnie nie wiadomo gdziem narodziły się koncepcje dopalacza oraz wtrysku wody. Czy w UK czy w USA? Nie ma to większego znaczenia, bo większość testów przeprowadzono w USA. O ile dopalacz jest dzisiaj dojść powszechnie znany i używany w silnikach samolotów wojskowych, to o wtrysku wody mało kto pamięta. Była już o tym mowa.
Bell XP-59A Airacomet i silnik General Electric J31.
Koncepcja silnika turboodrzutowego trafiła do USA z UK w 1942 roku. Powód był prosty. Trwała wojna, a w jej trakcie oba kraje ze sobą mocno współpracowały. Silnik Whittle W.2 rozwijał się, ale aby przyspieszyć prace i skorzystać z doświadczenia amerykanów, w budowie turbosprężarek, projekt wysłano za Wielką Wodę. Połączenie silnika W.2B i prostego płatowca z firmy Bell Aircraft zaowocowało oblotem w 1942 roku, samolotu Bell XP-59A Airacomet, na sześć miesięcy przed wzlotem samolotu Gloster Meteor.
W USA prace nad własnymi silnikami turboodrzutowymi rozpoczęto wyjątkowo późno i były to raczej prace doświadczalne, niż użytkowe. Usprawiedliwieniem tego stanu rzeczy było ogromne zaangażowanie USA w wojnę w Europie i na Dalekim Wschodzie. Amerykanie zdawali sobie jednak sprawę z możliwej roli silników odrzutowych w przyszłym lotnictwie. Amerykański generał Henry Arnold uczestniczył w prezentacji samolotu Gloster E.28 / 39, w kwietniu 1941 roku. Poprosił i otrzymał plany silnika Power Jets W.1, które przewiózł ze sobą do USA. Już w październiku 1941 roku, Brytyjczycy przesłali do USA egzemplarz silnika Power Jets W.2B/23, wraz z jego planami, które przewieziono na pokładzie Consolidated B-24 Liberator za Wielka Wodę. Wkrótce do zespołu konstruktorskiego w USA dołączyło kilku inżynierów z UK.
Już w dniu 4 września 1941 roku, zawarto kontrakt z firmą General Electric na produkcję odmiany silnika turboodrzutowego, który otrzymał fabryczne oznaczenie General Electric I-A. Już w dniu 5 września 1941 roku, zawarto kolejny kontrakt z firmą Bell Aircraft Corporation, na budowę samolotu myśliwskiego napędzanego nowym silnikiem. Dla dezinformacji nowy samolot otrzymał oznaczenie wojskowe P-59 A, co miało sugerować kontynuacje projektu P-59, który w rzeczywistości został odwołany. Tak zaczęło funkcjonować oznaczenie Bell XP-59. Dodatkową korzyścią było ułatwienie kontynuowania finansowania programu.
Firma Bell postanowiła opracować trzy różne konfiguracje samolotu. Wybrano układ najbardziej obiecujący, projekt ukończono i w dniu 9 stycznia 1942 roku, rozpoczęto budowę prototypu. Na długo przed ukończeniem prototypu, bo już w marcu 1942 roku, zamówiono 13 maszyn przedprodukcyjnych YP-59 A.
We wrześniu 1942 roku, prototyp Bell XP-59 Airacomet został przewieziony na poligon Muroc Army Air Field (późniejsza znana baza Edwards Air Force Base w Kalifornii). Transport samolotu na platformie kolejowej trwał siedem dni. Samolot na dziobie kadłuba miał zamontowaną atrapę śmigła, aby ukryć prawdziwy zespół napędowy samolotu. Na poligonie rozpoczęto próby kołowania. W dniu 1 października 1942 roku, za sterami siedział pilot doświadczalny Robert Sanlley. Podczas jednej z prób rozpędzania samolotu maszyna wzniosła się w powietrze. Jednak oficjalny oblot został wykonany następnego dnia (2.10.1942 roku), a za sterami siedział pilot doświadczalny Laurence Craigie.
Kolejne prototypy Bell YP-59 Airacomet dostarczono do testów na poligonie. Badania trzech pierwszych egzemplarzy ujawniły kilka problemów. Przede wszystkim słabą reakcję silnika na manetkę gazu. Zresztą była to przypadłość wszystkich pierwszych samolotów z napędem turboodrzutowym. Dużym problemem były awarie silników. Sam samolot Bell YP-59 Airacomet miał słabą stateczność poprzeczną. Piloci podkreślali jednak, że ogólnie samolot latał bardzo płynnie, a wiraże wykonywał ze znacznie mniejszą utratą wysokości niż maszyny śmigłowe. Zanim ukończono cały program testów samolotów Bell YP-59 Airacomet siły powietrzne USAF zamówiły w czerwcu 1943 roku, 80 maszyn Bell P-59 Airacomet.
W tym samy czasie firma General Electric wprowadzała już do produkcji poprawiony silnik oznaczony General Electric J31. Był on mocniejszy od poprzednika, ale poprawa osiągów okazała się znikoma. Prędkość max samolotu Bell YP-59 Airacomet z silnikiem J31-GE wzrosła zaledwie o 5 km/h.
Silnik General Electric J31 jest powszechnie uważany za pierwszą konstrukcję silnika turboodrzutowego w USA. Wersja General Electric J31-GE-5 była produkowana na masową skalę.
Wybór firmy General Electric na producenta silników turboodrzutowych był naturalny, a to z uwagi na produkcję przez nich turbosprężarek. Pierwszy prototyp General Electric I-A w zasadzie niewiele się różnił od dostarczonego do USA silnika Power Jets W.2B/23. Pierwsze uruchomienie nastąpiło w dniu 18 kwietnia 1942 roku. Silnik rozwinął ciąg 1 250 lbf (5,56 kN).
Powietrze do silnika General Electric I-A trafia w przedniej części obwodowo z boku. Układem kanałów z kierownicami, trafia do dwustronnej sprężarki odśrodkowej. Sprężone już powietrze z kanału obwodowego trafia do jednej z dziesięciu rurowych komór spalania. Początkowo płynie przy ściankach zewnętrznych, aby na końcu zaślepionej rury wykonać zwrot o 180 stopni i wpłynąć do centralnej rury (puszki) do której jest wtryskiwane i zapalne paliwo. Czyli, przepływ w komorze spalania dobywa się w kierunku przeciwnym do ruchu postępowego silnika. Ta wewnętrzna rura-palnik jest chłodzona z zewnątrz nowo wpływającym sprężonym powietrzem. Spaliny są kierowane do kanału, którego kształt na powrót zmienia kierunek przepływu spalin o 180 stopni. Teraz spaliny trafiają na łopatki jedno-stopniowej turbiny. Za turbiną znajduje się już tylko dysza wylotowa. Turbina jest osadzona na wspólnym wale ze sprężarką, czyli obroty sprężarki są identyczne jak obroty turbiny. Cały osprzęt silnika jest umieszczony z przodu, przed sprężarką. Silnik jest stosunkowo krótki, ale dojść pękaty.
Firma General Electric miała wówczas bardzo bogate doświadczenie w dziedzinie turbosprężarek, dlatego w stosunkowo krótkim czasie dokonała modyfikacji. Tak powstał silnik oznaczony fabrycznie jako I-14, który uzyskał ciąg 1 400 lbf (6,23 kN). Kilka tygodni później ciąg wzrósł do 1 600 lbf (7,12 kN) i silnik oznaczono I-16. USAF postanowiło ujednolicić nazewnictwo silników odrzutowych i silnik General Electric otrzymał oznaczenie J31-GE –numer wersji. Produkcja seryjna silników General Electric J31 trwała od 1943 roku do 1945 roku. Zbudowano około 250 sztuk.
Firma General Electric opracowywała także silnik I-20, ale prace nad nim przerwano. Koleiny silnik miał oznaczenie I-40 i miał mieć ciąg 4 000 lbf (17,79 kN), ale odgórne decyzje nakazały przenieść jego program do firmy Allison, ku rozczarowaniu firmy General Electric. Silnik ten otrzymał oznaczenie J33-A.
Dane silnika J31-GE-5: długość 72 in (1,83 m), średnica 41,5 (1,05 m), masa 386 kg. Sprężarka odśrodkowa dwustronna, 10 rurowych komór spalania, 1-stopniowa turbina. Paliwo nafta lotnicza (kerozyna AN-F32). Ciąg 1 600 lbf (7,12 kN). Kompresja 3,8:1. Przepływ powietrza 33 lb (15.0 kg)/s. Zużycie paliwa 1.2 lb/lbf/hr (0.1223 kg/kN/hr). Temperatura przed turbiną 660 stopni C. Stosunek ciągu do masy 1,94:1.
Jeszcze w 1944 roku, planowano budowę ponad 100 samolotów Bell P-59 Airacomet, ale ostatecznie zbudowano 50 sztuk (20 sztuk P-59 A i 30 sztuk P-59 B) i produkcję wstrzymano. W wyniku testów poligonowych prowadzonych pod kątem zastosowania bojowego podjęto decyzję, że maszyny nie zostaną skierowane na front. Samoloty stały się bazą do szkolenia przyszłych pilotów samolotów bojowych z nowym napędem i zbieraniem doświadczeń z eksploatacji nowej techniki.
W tym czasie nastąpiła wymiana konstrukcji lotniczych między USA i UK. Amerykanie w ramach rewanżu za dostarczone plany i silniki turboodrzutowe wysłali do Anglii samolot YP-59A (S / N: 42-22611), który był trzecim prototypem. W zamian RAF wysłał do USA samolot Gloster Meteor Mk.1 (Nr EE210). W RAF samolot Bell YP-59 Airacomet wojskowi ocenili negatywnie. Wypadł on słabiej niż powszechnie używane śmigłowe North American P-51 Mustang. Dwa samoloty Bell YP-59 Airacomet zostały przekazane do testów w US NAVY. Także i tam sumaryczna ocena była negatywna, a to głównie za sprawą kilku awarii zespołu napędowego i bardzo krótkiego zasięgu. Efekt doświadczeń był taki, że amerykanie w 1943 roku, podjęli decyzję o produkcji seryjnej myśliwca śmigłowego Bell P-63 Kingcobra, którego zbudowano aż 3 300 egzemplarzy. Samoloty Bell P-59 Airacomet nie odniosły sukcesu wojskowego. Pozwolił jednak zebrać cenne doświadczenie. W 1950 roku, już żaden samolot nie latał. Były wykorzystywane jako pomoce dydaktyczne i jako cele poligonowe.
Silnik J33 Allison / General Electric.
Firma Bell nie ustawała nad likwidacją podstawowej wady jaką miał samolot Bell P-59 Airacomet, czyli krótkiego zasięgu. Nowy samolot miał mieć zasięg 1 500 NM mil morskich (2 778 km). W założeniu miał eskortować samoloty bombowe. W efekcie powstał samolot Bell XP-83, który wypełnił to zadanie. Zbudowano dwa prototypy, ale nie wpłynęło zamówienie na produkcje seryjną. Pierwszy prototyp oblatano w dniu 25 lutego 1945 roku.
Samolot wyposażono w dwa silniki, które w literaturze są określane jako J33-GE, bo zbudowała je firma General Electric. Firma General Electric postanowiła znacznie przeprojektować i powiększyć silnik J31, aby w rezultacie uzyskać ciąg 4 000 lbf (17,79 kN). Nowy projekt oznaczono I-40. Oprócz znacznie większych rozmiarów silnik został istotnie przeprojektowany. Dotychczasowe rurowe komory spalania, o odwróconym przepływie, zostały zastąpione 14-stoma dzbanowymi komorami spalania o zgodnym przepływie spalin. Prace postępowały bardzo szybko. Prace projektowe rozpoczęto w połowie 1943 roku, a pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w dniu 13 stycznia 1944 roku.
W tym czasie jego konkurentem był angielski silnik turboodrzutowy Halford H-1 o ciągu 3 000 lbf (13,34 kN). Silnik miał stać się napędem amerykańskiego samolotu Lockheed XP-80. Jednak konstruktorzy angielscy natrafili na trudności i prace się przedłużyły. Firma Lockheed dla swojego samolotu wybrała silnik General Electric I-40 / J33. Firma General Electric zdążyła zbudować około 300 sztuk silników J33-GE. Jednak produkcję wielkoseryjną silników I-40 / J33 umieszczono w firmie Allison, znowu ku rozczarowaniu pracowników General Electric. Powodem były wolne moce przerobowe firmy Allison oraz niższa cena za silnik. W firmie Allison zbudowano 6 600 sztuk silników J33-A.
W 1948 roku, silnik J33-A stał się pierwszym silnikiem certyfikowanym, przeznaczonym dla transportu cywilnego. Silniki cywilne oznaczono Allison 400-C4.
Silnik J33-GE / J33-A jest silnikiem konstrukcyjnie bardzo podobnym do silnika Rolls Royce Derwent. Śmiało można użyć stwierdzenia, że został skopiowany. Ma podobne wymiary i osiągi. Silniki różnią się ilością dzbanowych komór spalania i ich wielkością. Różnice występują w układzie paliwowym i olejowym. Silnik J33-A produkowano w kilkunastu wersjach o ciągu od 4 000 lbf (17,79 kN) do 6 100 lbf (27,13 kN). Były odmiany z wtryskiem wody i metanolu. Silnik napędzał takie konstrukcje jak: Lockheed P-80, Lockheed T-33, Lockheed F-94, Grumman F9F-7 i inne.
Dane silnika Allison J33-A-35: długość 107 in (2,72 m), średnica 50,5 in (1,28 m), masa 825 kg. Silnik składa się z podwójnej (dwustronnej) sprężarki odśrodkowej, 14-stu dzbanowych komór spalania i 1-stopniowej turbiny. Paliwo nafta lotnicza kerozyna AN-F-32. Ciąg 4 600 lbf (20,46 kN), kompresja 4,1:1. Przepływ powietrza 87 lb/s (39.46 kg/s). Temperatura spalin przed turbiną 716 stopni C. Zużycie paliwa 1.14 lb/lbf/hr (111.84 kg/kN/hr). Stosunek ciągu do masy 2.53 lbf/lb (0.025 kN/kg).
Mówiąc o niezadowalającym zasięgu pierwszych samolotów z napędem turboodrzutowym trzeba wspomnieć o próbach rozwiązania tego problemu poprzez stosowanie mieszanych zespołów napędowych turboodrzutowo-śmigłowych. Dobrym przykładem jest samolot bojowy Consolidated Vultee XP-81. Samolot oblatano w dniu 11 lutego 1945 roku i otrzymał mieszany zespół napędowy złożony z jednego silnika turboodrzutowego i jednego silnika turbośmigłowego. Silnikiem turboodrzutowym był silnik Allison J33-A, który został umieszczony w tylnej części kadłuba. Dwa chwyty powietrza umieszczono na kadłubie za kabina załogi. Silnikiem turbośmigłowym był General Electric TG-100, który umieszczono w przedniej części kadłuba.
Silnik turbośmigłowy General Electric TG-100 był pierwszym amerykańskim silnikiem turbośmigłowym. Pierwsza wersja silnika powstała w 1943 roku. Pierwsze uruchomienie nastąpiło 15 maja 1943 roku. Silnik General Electric TG-100 o mocy 1 700 kW, został zamontowany na samolotach Consolidated Vultee XP-81 oraz Curtiss C-46 Commando.
Westinghouse Aviation Gas Turbine Division.
Westinghouse J30.1943 rok.
Oprócz frmy General Electric i Allison turbinami gazowymi zajęła się firma Westinghouse Aviation Gas Turbine Division. Zakład Westinghouse Aviation Gas Turbine Division, a w skrócie Aviation Gas Turbine (AGT) został utworzony w 1945 roku. Celem była produkcja turboodrzutowych silników dla samolotów użytkowanych przez US NAVY. Podstawą była umowa zawarta między Westinghouse Electric Corporation, a US Navy Bureau of Aeronautics. Zakład powstał w Kansas City w stanie Kansas. Budował silniki turboodrzutowe od 1945 roku do 1960 roku, kiedy zmieniono profil produkcji na turbiny przemysłowe.
Pierwsze prace nad silnikami turboodrzutowymi koncern Westinghouse podjął już w marcu 1942 roku. Firma miała duże doświadczenie w budowie generatorów, turbin parowych i wodnych. Przystępując do prac nad silnikiem turboodrzutowym nie znała osiągnięć brytyjskich i niemieckich. Pierwsza ich konstrukcja otrzymała oznaczenie WE19A i była wyposażona w sprężarkę osiową oraz pierścieniową komorę spalania. Liczba 19 oznaczała średnicę wlotu powietrza do sprężarki, czyli 19 in (cali). Silnik ważył 827 lb i generował ciąg 1 130 lbf (5,03 kN). Pierwsze uruchomienie silnika nastąpiło w dniu 19 marca 1943 roku.
Umowa z US NAVY pozwoliła na rozwój silnika. Przypomnijmy, że firmy General Electric i Allison miały umowę z USAF i ich pierwsze konstrukcje opierały się na silnikach Frank Whitlle, ze sprężarkami odśrodkowymi. Ulepszona wersja silnika WE19B została przetestowana w powietrzu w styczniu 1944 roku. Silnik generował ciąg 1 365 lbf (6,07 kN) i miał masę 731 lb. Testy silnika przebiegały wyjątkowo sprawnie. Wszelkie problemy udawało się pokonać stosunkowo szybko. Już w dniu 26 stycznia 1945 roku, został oblatany pierwszy pokładowy myśliwiec US NAVY McDonnell Douglas FH-1 Phantom napędzany silnikiem J30-WE-20. Silnik ten to oczywiście rozwojowy WE19B. Wszystkie 62 samoloty McDonnell Douglas FH-1 Phantom były napędzane silnikami J30-WE. Silniki montowano także w samolotach Convair XF-92, Northrop XP-79 oraz Northrop X-4 Bantam.
Warto zauważyć, że dzisiejszy potentat w budowie silników lotniczych Pratt & Whitney Aircraft, jeden z największych wówczas producentów lotniczych silników tłokowych, wszedł do biznesu silników turboodrzutowych pod koniec 1945 roku, jako licencjobiorca silnika J30 – Westinghouse/US NAVY. Silnik J30 okazał się bardzo udaną konstrukcją i co istotne od razu klasyczną.
Budowa silnika J30-WE: Silnik ma sprężarkę osiową 6-stopniową, pierścieniową komorę spalania, 1-stopniową turbinę. Ciąg 1 400 lbf (6,23 kN) przy 18 000 obr/min, w trakcie produkcji został zwiększony do 1 600 lbf (7,10 kN).
Westinghouse J34. 1947 rok.
Po sukcesie silnika J30, zakład Westinghouse podjął się opracowania mniejszego J32, który jednak nie znalazł uznania u dowództwa US NAVY, jednocześnie firma Westinghouse przystąpiła do prac nad większym silnikiem J34 o ciągu 3 000 lbf (13,34 kN). Nie wiadomo czy zbiegiem okoliczności cyfra 34 oznacza także średnice wlotu do sprężarki, czyli 34 in. Silnik J34 został zbudowany w znacznej ilości i służył jako napęd takich samolotów jak: McDonnell F2D Banshee, Douglas F3D Skynight i Vought 7FU-1 Cutlass. Silniki J34-WE wyposażano także w dopalacz.
Westinghouse J40. 1948 rok.
Firma Westinghouse AGT Division na silnikami o większej mocy pracowała już od 1946 roku. w planach były silniki o ciągu 7 500 lbf (33,36 kN), a z dopalaniem 10 900 lbf (48,49 kN) oraz silnik o ciągu 9 500 lbf (42,26 kN), a z dopalaniem 13 700 lbf (60,94 kN).
Pod koniec 40-lat w celu zaspokojenia nowych wymagań US NAVY firma Westinghouse opracowała silnik J40 o ciągu 7 500 lbf (33,36 kN), a z dopalaniem 10 900 lbf (48,49 kN). W czerwcu 1949 roku, silnik J40 przeszedł 50-godzinny test, a w grudniu 1949 roku, przeszedł test 150-godzinny. Silnik J40 został tak zaprojektowany, aby dostarczyć dwukrotnie większy ciąg niż dotychczas używane silniki. Głównie po to, aby nie budować samolotów wyposażonych w dwa silniki zamiast jednego. Silnik J40 miał napędzać takie samoloty jak: McDonnell F3H Demon, Douglas F4D Skyray, Douglas A-3D Skywarrior oraz Grumman XF10F Jaguar (samolot o zmiennej geometrii skrzydeł). Silnik J40 projektowano od razu w kilku wersjach. Wersja J40-WE-6 bez dopalacza o ciągu 7 500 lbf (33,36 kN), która miała długość 18 ft i masę 1 330 kg i wersja J40-WE-8 z dopalaczem o ciągu 10 900 lbf (48,49 kN), która miała długość 25 ft (7,6 m) i masę 1 600 kg. Druga para to silnik J40-WE-12 o ciągu 9 500 lbf (42,46 kN) bez dopalania i silnik J40-WE-10 z dopalaniem o ciągu 13 700 lbf (60,49 kN). Zaufanie US NAVY do firmy AGT Division było tak duże, że zatwierdzono realizację wszystkich czterech wersji.
Teraz nastąpiła seria pierwszych problemów z mocniejszymi silnikami J40-WE-10 i J40-WE-12. Do grudnia 1949 roku, miały one przejść 150-godzinne testy kwalifikacyjne. Nastąpiły opóźnienia i ostatecznie testy wykonano w styczniu 1951 roku. W rezultacie do prototypów niektórych samolotów użyto silników J40-WE-6, które dla nich nie były przeznaczone. Problemy były głównie z dopalaczami, a w silnikach J40-WE-10 i J40-WE-12 także sprężarki. Silnik J40-WE-8 w ogóle nie przeszedł testu 150-godzinnego. Silnik J40-WE-6 w samolocie Douglas A-3D Skywarrior okazał się umiarkowanym sukcesem i był brany pod uwagę jako alternatywa. Jednak ostatecznie został wyparty przez silnik Pratt & Whitney J57. Silnik J40-WE-6 w samolocie McDonnell F3H-1N Demon zdegradował samolot do maszyny poddźwiękowej.
Program J40 okazał się jednak porażką. Nękały go opóźnienia spowodowane problemami rozwojowymi. Silnik miał służyć do napędu samolotu McDonnell F3H-1N Demon. Niestety, podczas prób sześć prototypów uległo rozbiciu. Zginęło czterech pilotów. Analizy wypadków wskazywały na wady konstrukcyjne sprężarki osiowej oraz niewłaściwy system sterowania silnikiem. Już wcześniej porzucono prace nad mocniejszymi silnikami. Nie cała wina leżała po stronie silnika J40. Samolot okazał się cięższy niż wstępnie założono. Kolejna wersja samolotu, oznaczona McDonnell F3H-2N otrzymała silniki firmy Allison J71, które jednak także były zbyt słabe i one nie zapewniały prędkości naddźwiękowej maszynie znacznie cięższej niż planowano. US NAVY zdecydowała się zaakceptować silniki J40-WE-22 (wersja produkcyjna J40-WE-8) dla maszyny McDonnell F3H-1N Demon, po pewnymi warunkami. Tu jednak do działania wkroczył Kongres USA z dużą krytyką źle wydanych funduszy. Jedynym sukcesem jakim mógł poszczycić się samolot McDonnell F3H-1N Demon było osiągniecie pułapu 10 000 ft w czasie 71 sekund. Był to jednak nieoficjalny rekord. Program przerwano. Przerwano także prace nad innymi samolotami, które miały być napędzane silnikami J40. Ostatecznie program J40 zamknięto w 1955 roku. Kosztował on firmę 281 mil $. Zbudowane samoloty McDonnel F3H-1N Demon przeznaczono do szkolenia naziemnego lub pocięto na złom.
Dane silnika J40-WE-8: długość 300 in (7,62 m), średnica 40 in, masa 1 590 kG. Pojedyncza turbina (szpula), 11-stopniowa sprężarka osiowa, pierścieniowa komora spalania, 2-stopniowa turbina. Paliwo typ JP-3, JP-4. Ciąg max z dopalaniem 10 900 lbf 48,49 kN). Stopień kompresji sprężarki 5,2:1. Zużycie paliwa 0.94 lbf/(lb·h) bez dopalania oraz, 2.2 lbf/(lb·h) na dopalaniu. Stosunek ciągu do masy 2,14:1 bez dopalania oraz 3:1 z dopalaniem.
Koniec firmy Westinghouse.
W 1955 roku, program silnika J34 nadal rozwijano. Silnik J46 został opracowany na bazie silnika J34 w celu poprawy osiągów samolotów US NAVY. Program ruszył w 1950 roku i początkowo miał być zrealizowany w małym zakresie, czyli tylko dobudowa dopalacza, co miało zwiększyć ciąg o 50 %. Silnik J46 celował w konstrukcje: F3D-3 Skyknight, F2Y Sea Dart oraz F7U Cutlass. Kiedy pojawiły się problemy z silnikami J40 zakres prac przy silniku J46 został zwiększony. Dla silnika zbudowano regulowaną dyszę wylotową, która złożona z kilku płatków, przy pomocy ruchomego pierścienia zwiększa i zmniejsza swoje światło. Silnik J46 powstał w kilku wersjach które dysponują ciągiem od 4 080 lbf (18,15 kN) do 6,100 lbf (27.13 kN).
Dane silnika J46-WE-8: długość 198 in (5.0 m), średnica 34 in (0.86 m), masa 2 100 lb (952,5 kg). Silnik posiada 12-stopniowa sprężarkę, pierścieniową komorę spania, 2-stopniowa turbinę. Paliwo JP-4. Ciąg 4 800 lbf (21,4 kN) bez dopalania oraz 6 000 lbf (26.7 kN) z dopalaniem. Kompresja sprężarki 6:1. Przepływ powietrza 70 ln/s. Stosunek ciągu do masy 2.3:1 bez dopalania, 2.9:1 z dopalaniem.
Westinghouse zakończył budowę silników turboodrzutowych w 1960 roku, zamykając fabrykę w Kansas City, po dostarczeniu 1 223 silników głównemu odbiorcy – US NAVY. Trzon załogi AGT Division w 1960 roku, przeniósł się do Lester, PA, koło Philadelphia, gdzie zajęli się turbinami parowymi.
Program silnika J40 wszyscy zgodnie nazwali „Fiasko” lub „Klapa”. Oczywiście analizowano przyczyny porażki, gdyż była to pierwsza tak wielka wpadka w przemyśle silników turboodrzutowych. Firmę zgubiła uśpiona czujność po pierwszym wielkim i łatwym zwycięstwie konstrukcjami J30, J34. Firma zbyt mało inwestowała w badania i eksperymenty. Od 1953 roku, AGT Division toczyła rozmowy z Rolls-Royce na temat opracowania nowego silnika turboodrzutowego na bazie silnika Rolls Royce Avon. Silnik oznaczony XJ-54. Jednak nie znaleziono chętnych na niego na rynku USA.
Silnik turboodrzutowy General Electric – Allison J35. 1946 rok.
Już w 1945 roku, inżynierowie z General Electric i Allison postanowili opracować silnik turboodrzutowy ze sprężarka osiową. Tak narodziła się konstrukcja TG-180, która później otrzymała oznaczenie J35. Silnik był opracowywany równolegle z silnikiem J33. Niektórzy historycy uznają, że silnik J35 był pierwszą konstrukcją ze sprężarką osiową w USA. Silnik otrzymał 11-stopniową sprężarkę osiową. Turbina miała być 1-stopniowa lub 2-stopniowa. Już na początku przewidywano montaż dopalacza. Celem było uzyskanie max ciągu 7 400 lbf (32,92 kN). Produkcją seryjną miała zając się firma Allison Engine Company.
Sprężarkę osiową dla silnika TG-180 teoretycznie opracowano w NACA. Składała się ona z 8-stopni. Firma General Electric od nowa opracowała pompy paliwa i układ sterowania, pompy olejowe i przekładnie hydrauliczne oraz generator RPM, który zamontowano w środku wlotu powietrza do silnika. Sterowanie paliwem do silnika i do dopalacza było mechaniczne. Silnik był sterowany główną manetką gazu. Natomiast dopalacz niewielką dźwignią. Jeśli w trakcie lotu pilot zapomniałby o uruchomionym dopalaczu, to nie tylko szybko starci dużo paliwa, ale przede wszystkim przegrzewał silnik, bo dopalacz mógł pracować zaledwie kilka minut, a następnie powinien się schłodzić.
Prace nad silnikiem J35-GE przeciągały się, ale kolejne problemy rozwiązywano pozytywnie. Pierwsze uruchomienie silnika J35 nastąpiło w 1946 roku. Pierwszy test w powietrzu przeprowadzono na samolocie Republice XP-84 Thunderjet także w 1946 roku. We wrześniu 1947 roku silnik uzyskał certyfikat przechodząc 150-godzinny test. Pod koniec 1947 roku produkcję i dalszy rozwój silnika przeniesiono do Allison Engine Company (Allison Division of General Motors Corporation), chociaż część produkcji wykonano w zakładach General Electric. Część produkcji seryjnej wykonano także w zakładzie GM Chevrolet. Silnik J35-GE/A wyprodukowano w znacznej ilości, około 14 000 sztuk. Produkcję zakończono w 1955 roku. Silniki J35 montowano w kilkunastu samolotach. Można wymienić: Bell X-5, Douglas XB-43 Jetmaster, North American XB-45 Tornado, Convair XB-46, Boeing XB-47 Stratojet Martin XB-48, Northrop YB-49, a przede wszystkim w bojowych z początku 50-lat Republic F-84 Thunderjet i Northrop F-89 Scorpion.
Silnik J35 dobrze pracuje do pułapu 50 000 ft (15 240 m). W 50-tych latach jeden silnik J35 kosztował 46 000 US$.
Rozwojowym, kolejnym silnikiem opartym na J35 stał się silnik J71 Allison o ciągu 10 900 lbf (48.49 kN), który był początkowo oznaczony J35-A-23. Silnik J71-A był po raz pierwszy uruchomiony w 1950 roku i był drugim silnikiem w USA, po J40-W, który przekraczał ciąg 10 000 lbf, ale pierwszym udanym. Powstało około 20 wersji silnika J35, które miały ciąg od 3 820 lbf (16,99 kN) do 6 000 lbf (26,69 kN).
Dane silnika J35-A-35: długość 195,5 in (4,97 m), średnica 43 in (1,09 m), masa 2 930 lb (1 330 kG). Silnik składa się z 11-stopniowej sprężarki, 8 puszek płomieniowych (komór spalania), 1-stopniowej turbiny. Paliwo nafta lotnicza (kerozyna) typ JP-4 lub 100/130 oktanowa benzyna. Ciąg 5 600 lbf (24,91 kN0 bez dopalania oraz 7 400 lbf z dopalaniem. Kompresja 5:1. przepływ powietrza 91 lb/s (41 kG/s). Zużycie paliwa 1.1 lb/lbf/hr (112.13 kg/kN/hr). Stosunek ciągu do masy 2.53 lbf/lb (0.025 kN/kg).
Opracował Karol Placha Hetman