Motorul turboreactor

TEORIA I CONSTRUCIA SISTEMELOR DE PROPULSIE

Aciunile ce se exercit sunt directe, cnd fora acioneaz nemijlocit asupra navei i indirecte, atunci cnd fora acioneaz prin intermediul unui mediu.

Sistemul de propulsie este n msur s genereze o anumit form de energie. Aceast energie este transferat unui fluid. Dac fluidul nu are posibilitate de deplasare, se va deforma. Dac fluidul se poate deplasa, atunci energia pe care o primete o transform n lucru mecanic (for, deplasare).

Fora pe care sistemul de propulsie o folosete pentru deplasarea fluidului se numete for de aciune.

Conform principiului al II-lea, fluidul va reaciona cu o for asupra sistemului, care se numete for de reaciune. Din aceast for, sistemul de propulsie mpreun cu nava folosesc o parte pentru deplasarea navei, care se numete for de propulsie, iar cealalt parte este folosit pentru nvingerea rezistenelor aerodinamice (rezistena de form a navei, rezistena de frecare nav-mediu, rezistena de und).

Fora de propulsie este o component a forei de reaciune: FP componenta masic.

II- component generat de variaia n timp a vitezei fluidului (accelerarea fluidului => componenta dinamic.Ponderile componentelor difer de la sistem la sistem. n cazul sistemelor aeriene componenta masic exist, dar este mic n comparaie cu componenta dinamic. n cazul sistemelor cosmice, componenta masic este mult mai mare dect cea dinamic.

n funcie de raportul se utilizeaz urmtoarele ajutaje:

1.Ajutajul geometric (convergent)

V2>V1, MV13.Ajutajul termic-crete energia potenial a fluidului prin nclzirea acestuia.

Sistemul de propulsie

Sistemul de propulsie este alctuit din:I Fluidul de propulsie - reprezint subsistemul asupra cruia acioneaz sistemul de propulsie n scopul modificrii vitezei lui.

De regul fluidul de propulsie poate fi aer, gaz sau amestec de gaze.

Din punctul de vedere al provenienei fluidului de propulsie, sistemul se mparte n dou grupe: 1. Sisteme de propulsie care i procur fluidul de lucru din mediul nconjurtor, care se numesc sisteme de propulsie aeriene.

2. Sisteme de propulsie care i procur fluidul de lucru de la bordul navei, care se numesc sisteme de propulsie cosmice.

II Sursa de energie - reprezint subsistemul capabil de a produce energia necesar accelerrii fluidului de propulsie. Acea parte din fluidul de propulsie care particip la obinerea energiei n surs se numete fluid de lucru.

n prezent se cunosc trei forme de energie:a) energia termic

b) energia electricc) energia electro-termica) energia termic se poate realiza n trei moduri:

prin reacii chimice de ardere (arderea combustibililor)

prin reacii nucleare (de fuziune sau de fisiune)

prin captarea energiei termice solare

b) energia electric se poate obine n dou moduri: cu ajutorul cmpurilor electrostatice

cu ajutorul cmpurilor electromagnetice

c) energia electro-termic reprezint energia jetului de plasm care se obine pe cale termic i este accelerat electric.

Indiferent de energia folosit, din punct de vedere al transformrii acestei energii n lucru mecanic, sursele de energie se mpart n dou categorii:a. surse de energie alternative (ex. mecanismul biel-manivel)

b. surse de energie rotative (ex. turbina)

Toate sistemele de propulsie care au o surs de energie alternativ primesc n denumire grupul de litere "moto", iar cele care au n componen o surs de energie rotativ primesc n denumire grupul de litere "turbo".

Indiferent dac sistemele sunt moto sau turbo, fluidul de lucru sufer n timpul funcionrii sursei trei procese fundamentale fr de care nu se poate obine energie i lucru mecanic:

comprimare

ardere

destindere

Din punctul de vedere al comprimrii, sursa de energie se mparte n:

surse de energie cu comprimare mecanic

surse de energie cu comprimare dinamic

Comprimarea mecanic realizeaz creterea presiunii statice a fluidului de lucru care are loc prin intermediul unui consum de lucru mecanic.

Compresoarele care produc fora care realizeaz lucrul mecanic folosit pentru comprimare, se mpart n dou categorii: compresoare volumice

compresoare cinetice

Compresoarele volumice realizeaz comprimarea static a fluidului prin reducerea spaiului indus n care acesta se afl. Compresoarele volumice realizeaz grade mari de comprimare (ex. ~100), iar debitele de aer realizate sunt pulsatorii i mici. Din aceste motive compresoarele volumice sunt mai puin folosite n prezent.

Compresoarele cinetice realizeaz comprimarea static a fluidului de lucru ca urmare a trecerii forate a acestuia prin tunele aerodinamice profilate astfel nct fluidul este frnat corespunztor regimului de curgere.

Pentru MP1 (cmp de fore).

Pentru M>1 tunelul aerodinamic este convergent.

n funcie de direcia cmpului de fore, compresoarele cinetice se mpart n dou tipuri:

1. centrifugale (radiale)

2. axiale (aerodinamice)

Aceste fore sunt create cu ajutorul reelelor de palete, care pot fi fixe sau mobile.

Comprimarea dinamic se realizeaz prin frnarea fluidului de la o vitez n general supersonic, la o vitez subsonic. Acest lucru se realizeaz n tunele profilate corespunztor regimului de curgere i care se numesc difuzoare.

Difuzoarele reprezint o categorie de dispozitive de admisie.

Arderea se poate realiza n dou moduri:a. la volum constant (V=ct.)

b. la presiune constant(p=ct.)

Arderea la volum constant este un proces nestaionar, parametrii arderii variind n timp. Procesul este ns pulsatoriu (ciclic).

Toate sursele de energie care realizeaz arderea la volum constant primesc n denumire particula "pulso".

Arderea la presiune constant este un proces staionar n care parametrii arderii sunt constani n timp.

Toate sursele de energie care realizeaz arderea la presiune constant primesc n denumire particula "stato".

Datorit comprimrii arderea devine stabil.

III Instalaia de propulsie - reprezint subsistemul pe care ia natere fora de propulsie a sistemului.

Se cunosc n prezent dou tipuri de instalaii de propulsie:

1. elicea2. ajutajulElicea reprezint o parte component auxiliar a sursei de energie. Fora de propulsie care ia natere pe elice este rezultatul unei reacii indirecte a fluidului. De regul fora de propulsie a elicii reprezint for de traciune/mpingere dup cum elicea este plasat n faa sau n spatele sursei de energie.

Toate sistemele de propulsie care au n componen cel puin o elice primesc n denumire particula "propulsor".

Ajutajul reprezint o parte component a sursei de energie. Din acest motiv fora de reacie care ia natere pe ajutaj este rezultatul unei aciuni directe a fluidului de lucru asupra sistemului.

Toate sistemele de propulsie care au n componen cel puin un ajutaj primesc n denumire particula "reactor".

Ajutajele pot fi de mai multe tipuri dintre care cele mai importante sunt ajutajele geometrice, masice, termice.

Sursa de energie i instalaia de propulsie reprezint instalaia de for a sistemului.

Se pot imagina 108.000 sisteme de propulsie.Motorul motopropulsor

Reprezint un sistem de propulsie aerian cu comprimare mecanic ce are n componen un motor cu ardere intern cu piston i una sau mai multe elici. Fluidul de propulsie este aerul.

Motorul motopropulsor a aprut dup motorul rachet.

Acest tip de motor echipeaz avioane mici (sau avioane speciale).

Puterile realizate sunt n intervalul P=50-500(800)KW.

Consumul de combustibil este de circa c=0.2-0.3kg/kWh.

Din punct de vedere tehnologic reprezint una dintre cele mai complexe soluii constructive.

Motorul motopropulsor este des folosit n prezent i se utiliza i n viitor.

Motorul turbopropulsor

Reprezint un sistem de propulsie aerian ce are n componen cel puin o turbin i o elice.

Este al doilea sistem de propulsie care a aprut.

Puterea efectiv pe care o poate dezvolta este P=1000-5000kW.

Nu este un mare consumator de combustibil, avnd un consum de c=0.25-0.3kg/kWh.

Din punct de vedere tehnologic motorul turbopropulsor nu a ajuns la maxim deoarece se poate nc perfeciona. Marile perspective privesc problema elicii.

Motorul motoreactor

Reprezint un sistem de propulsie aerian ce are n componen un motor cu ardere intern cu piston ale crui gaze de evacuare sunt evacuate prin ajutaje de reacie (ex. ajutaj convergent-divergent tip Laval).

Acest tip de motor nu este dat n exploatare, fiind nc n faz teoretic.

Motorul turboreactor

Face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Sursa de energie e reprezentat de unul sau dou grupuri turbocompresoare, iar instalaia de propulsie de ctre un ajutaj de reacie.

Fora de propulsie a unui MTR va fi o nsumare de componente fore care se obin fie din reacie direct, fie prin reacie indirect.

Din punctul de vedere al numrului de fluxuri, MTR se mpart astfel:MTR

EMBED Equation.3

MTR SF se caracterizeaz prin faptul c fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemelor; fluidul care asigur realizarea energiei n surs particip integral la obinerea forei de propulsie.

MTR DF se deosebete de primul sistem prin faptul c o parte din fluidul de propulsie particip la formarea energiei surs. Acest tip de motor este cel mai des ntlnit n prezent. Motorul poate avea fluxurile separate sau amestecate. MTR DF separat se folosete n aviaia civil, avnd o for de traciune de pn la Ftr 700.000 N. Consumul nregistrat este de circa 0,03-0,08 Kg/Nh. MTR DF amestecat se folosete cu precdere n aviaia militar (pentru avioanele ce realizeaz viteze de circa M 0,8-2,3).

Perspectiva de modernizare a MTR DF este mrirea diametrelor maxime.

Exist trei generaii de dezvoltare a MTR DF separat: 1958, 1964 (RB 211, CF 56, Pratt & Whitney JT9D ) i 1985 (RB 211/535, CFM 56).

Motorul pulsoreactor MPR

Este un motor aeroreactor care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalaie de propulsie un ajutaj de reacie. Procesul de ardere realizat n motor este nestaionar. Fora de reacie pe care o poate dezvolta motorul pulsoreactor variaz de la cteva zeci N pn la 5000-6000N. Este folosit pentru motorizarea aeromodelelor, avioanelor int, etc.

Motorul statoreactor MSR

Reprezint un sistem de propulsie aerian cu comprimare dinamic a fluidului de lucru care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalaie de propulsie un ajutaj de reacie. Procesul de ardere realizat n motor este staionar. Fora de reacie pe care o poate dezvolta motorul statoreactor variaz n intervalul (100-300 000)N. consumul de combustibil este de aproximativ c=0.2-0.3kg/Nh. Motorul statoreactor este folosit pentru motorizarea aeronavelor ce evolueaz n regim supersonic(ex. SR 71 Blackbird).

Sisteme de propulsie cosmic SPC

MRCS - reprezint un motor rachet ce utilizeaz combustibil solid. Este folosit pentru propulsarea rachetelor mici, cu raz mic i medie de aciune, rachete meteorologice(ex. Tomahawk).

MRCL - reprezint un motor rachet ce utilizeaz combustibil lichid. Este folosit pentru propulsarea rachetelor cu raz lung de aciune (transcontinentale), rachete purttoare de satelii.

MRCH - reprezint un motor rachet ce utilizeaz combustibil hibrid (solid i lichid).

Motoarele MRCS, MRCL, MRCH sunt sisteme de propulsie cosmic care au o for de reacie foarte mare.

Pentru corecia evoluiei unei nave n spaiul cosmic se folosesc motoare rachet ionice (MRI), fotonice (MRF), cu plasm (MRP). Aceste motoare au o for de reacie mic, dar au impuls foarte mare.

Scurt istorie a motoarelor aeroreactoare

Etapa I - nceputurile motoarelor aeroreactoare 1860 - 1910

1863 - Jean Deluvie depune un brevet de aparat cu motor cu reacie (aeronav).

1868 - Matthew Bolton (Anglia) propune un brevet de propulsor cu reacie direct folosind gazele de ardere.

1887 - Melikov (Scoia) propune un brevet de elicopter avnd palele antrenate de un motor cu turbin cu gaz.

1908 - Lenne Laurent realizeaz proiectul primului motor reactor

1910 - Apare prima aeronav cu motor cu reacie: aparatul conceput de Henri Coand. n data de 16 decembrie 1910 are loc primul zbor al unei aeronave propulsate de un motor cu reacie. Motorul era combinat i funciona n urmtorul mod: un motor cu piston de 50 CP antrena un compresor centrifugal care furniza aer comprimat n camera de ardere. n camera de ardere avea loc aprinderea amestecului carburant, iar fora de reacie pe care o dezvolta era de F=2200N.

1910 - Renn LeDuc propune principiul motorului statoreactor. Primul zbor al acestui tip de motor va avea loc n 1949.

Proiectul primului motor statoreactor a fost propus de ctre Luigi Stipa.

Etapa a II-a - Primele proiecte de motoare cu reacie 1910-1940

Primele proiecte de motoare cu reacie se dezvolt n cadrul colilor engleze i germane de profil.

coala englez se remarc n 1926 cnd dr. A. A. Griffith propune prima teorie a turbinei cu gaze.

n 1929 Sir Frank White realizeaz primul proiect de motor turbopropulsor cu compresor axial. Realizeaz primul compresor axial n 1936 pe care l pune n funciune n 1940 (Vickers - Metrovik). Propune n 1929 utilizarea turbinei cu gaze. nainteaz primul brevet de motor turboreactor n 1930. Motorul, ce dispunea de un compresor centrifugal, e ncercat la bancul de prob n 1937.

n 1942 dezvolt o familie de motoare 1-A

Contribuiile colii germane sunt reprezentate de reprezentate de reprezentate de reprezentate de reprezentate de Walst von Oheim care propune n 1936 utilizarea turbinei cu gaze. Propune i realizeaz primul motor turboreactor cu compresor centrifugal n 1936. Fora de reacie obinut era de F=4100N.

n Suedia Lischop construiete prima turbin cu gaze n 1933, care va fi pus n funcie n 1935.

n Frana, Franois Guillaume enun pentru prima oar principiul de funcionare al turbinei cu gaze.

n 1937 Sauson realizeaz primul motor turboreactor care avea o for de 1000N.

Mey realizeaz prima ncercare a unei turbine cu gaze cu o putere de 500C.P.

n 1938 LeDuc propune un brevet pentru o turbin cu ardere.

Melot realizeaz primul turbopropulsor biejecie.

n Italia Secundo Campire breveteaz n 1932 un motor torboreactor.

Etapa a III-a - Primele avioane cu motoare cu reacie 1940-1950

n Anglia este realizat avionul Gloster E 28,29, care avea un motor White cu o for de reacie de 7700N. Primul zbor are loc n data de 15 mai 1941, iar n iulie 1944, avionul va intra n serviciu.

n Germania este realizat avionul Heinkel 178. Primul zbor are loc n august 1939.

n Frana este realizat n 1948 primul motor turboreactor (Snecma), iar n 1950, primul motor turbopropulsor.

.. pune bazele firmei Turbomeca n 1940. Fabrica produce motoare cu reacie de dimensiuni mici. n cadrul firmei este realizat primul compresor cu reea de palete reglabil. Primul motor cu turbin cu gaze fabricat realiza 200C.P.

Etapa a IV-a - Inceputurile produciei avioanelor militare cu motoare turboreactoare

n Anglia avionul Gloster Meteor zboar pentru prima oar n 1943 i intr n serviciul operativ n 1944.

n Germania avionul bimotor reactiv Messerschmidt Me 262 zboar pentru prima oar n 1941 i intr n serviciu n 1944. Me 262 are dou motoare turboreactoare Dumont de 8500N fiecare.

Etapa a V-a - Primele avioane de transport civil cu motoare cu reacie

n Anglia este realizat n 1948 avionul Vickers Viscount 630 care avea motoare turbopropulsoare Rolls-Royce Trent.

Primul avion cu motor turboreactor este Comet I. Zboar pentru prima oar n 1949 i intr n serviciu n 1952. Este scos n acelai an din serviciu din cauza problemelor cauzate de fuselaj. n 1958 apare Comet IV.

n Frana n 1955 Avionul Caravelle zboar pentru prima oar. Va intra n serviciu n 1959. Avionul are motoare Rolls-Royce Avon.

n S.U.A. aparatul Boeing 707, primul avion de transport civil care are motoare cu reacie, realizeaz primul zbor n 1954. ntr n serviciu n 1958.

n U.R.S.S. avionul Tupolev 104 realizeaz primul zbor n 1955. ntr n serviciu n 1956. Aparatul are motoare turboreactoare.

n 1958 este prezentat la Paris primul motor turboreactor dublu flux, Rolls-Royce Conway.

Motoare aeroreactoare

Motoarele aeroreactoare reprezint sisteme aeriene care au drept fluid de propulsie aerul, iar ca instalaie de propulsie, un ajutaj de reacie. Fora de reacie se va obine n principal prin reacie direct a fluidului asupra sistemului, deci n principal fora este de reacie.

Din punct de vedere al comprimrii fluidului de propulsie n sursa de energie, motoarele aeroreactoare se mpart n: motoarele aeroreactoare cu comprimare mecanic a aerului(motorul turboreactor)

motoarele aeroreactoare cu comprimare dinamic a aerului(motoare pulsoreactoare, statoreactoare)

Motorul turboreactor MTR

Motorul turboreactor face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Sursa de energie este reprezentat de 13 grupuri turbocompresoare, iar instalaia de propulsie de ctre un ajutaj de reacie. Fora de propulsie se obine att prin reacie direct a fluidului n anumite organe componente, ct i prin reacie indirect asupra altor organe componente.

Din punctul de vedere al numrului de fluxuri de fluid de propulsie, motorul turboreactor se mparte n dou categorii:

Motorul turboreactor simplu flux MTR SF Motorul turboreactor dublu flux MTR DFMTR SF se caracterizeaz prin faptul c fluidul de propulsie al sistemului particip integral la realizarea energiei din sursa motorului. Fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemului.

MTR DF se caracterizeaz prin faptul c fluidul de propulsie al sistemului este cu mult mai mare dect fluidul de lucru al sistemului. O parte din fluidul de propulsie nconjoar sursa de energie, participnd la realizarea unei componente pure de for de reacie.

a) MTR SF

I-dispozitivul de admisie

II-compresorul motorului

III-camera de ardere

IV-turbina

V-sistemul de evacuare

Compresorul i turbina formeaz grupul turbocompresor (GTC). Acesta reprezint partea mobil a motorului, celelalte elemente fiind fixe.

Grupul turbocompresor i camera de ardere (CA) reprezint sursa de energie (SE) a motorului.

Dispozitivul de admisie are rolul de a frna fluidul de propulsie (aerul) de la viteza de zbor a aeronavei pn la o vitez la care compresorul poate funciona n condiii optime (~100-200m/s). Energia cinetic a aerului aspirat este transferat astfel n energie prin frnarea fluidului.

Din punct de vedere al regimului de curgere a aerului prin dispozitivul de admisie, acesta poate fi de trei feluri:

dispozitiv de admisie subsonic (vezi desen) dispozitiv de admisie transonic dispozitiv de admisie supersonic

Din punct de vedere al modificrii geometriei elementelor componente ale dispozitivului de admisie, acesta poate fi: dispozitiv de admisie cu geometrie fix (nereglabil) - dispozitivul subsonic dispozitiv de admisie cu geometrie variabil (reglabil) - dispozitivele transonice, supersonice.

Compresorul are rolul de a comprima static fluidul de lucru pn la acele valori ale presiunii pentru care procesul de ardere este stabil. Compresorul transport debitul de fluid cu pierderi ct mai mici de la dispozitivul de admisie ctre camera de ardere.

Din punct de vedere al sensului de curgere al fluidului de lucru n raport cu sensul general de curgere prin sistem compresoarele se clasific astfel: compresoare axiale (curgerea fluidului este paralel cu axa sistemului) compresoare radiale (curgerea fluidului este perpendicular pe axa sistemului) compresoare diagonale (direcia curgerii face un unghi cu axa de simetrie)

Din punct de vedere al cmpului de fore care transfer lucrul mecanic de comprimare al aerului compresoarele se clasific astfel: compresoare aerodinamice

compresoare centrifugale

compresoare mixte

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului de lucru (aerul) n raport cu un sistem de referin inerial legat de motor, compresoarele se clasific astfel:

compresoare subsonice

compresoare transonice

compresoare supersonice

Din punct de vedere al modificrii geometriei canalului de lucru compresoarele se clasific astfel:

compresoare cu geometrie fix (nereglabile)

compresoare cu geometrie reglabil

Camera de ardere realizeaz transformarea energiei chimice a amestecului proaspt de combustibil (aer i petrol de aviaie n cantiti bine determinate), n energie termic prin intermediul unui proces izobar de ardere. Camera de ardere folosete ca fluid de lucru aerul.

Camera de ardere are dou componente: componenta central (primar), care folosete curentul de aer primar

componenta secundar, care folosete curentul de aer secundar

Curentul de aer primar se combin cu combustibilul din camera de ardere asigurnd un proces de ardere stoechiometric. Temperatura care se degaj n urma procesului de ardere pentru petrol de aviaie este de aproximativ 2000-2200 K.

n urma procesului stoechiometric de ardere rezult produse de ardere, care vor trebui rcite pentru a putea traversa n continuare reelele turbinei. Rcirea se face cu ajutorul fluxului secundar de aer. Din amestecul curentului secundar de aer cu produsele de ardere rezult gazele de ardere. Astfel, n camera de ardere compoziia fluidului de lucru se modific.

reprezint debitul de gaze de ardere din camera de ardere.

reprezint debitul de aer din camera de ardere.

reprezint debitul de combustibil din camera de ardere.

Camerele de ardere se clasific din punct de vedere funcional i constructiv

astfel: camere de ardere individuale

camere de ardere inelare

camere de ardere mixte

Din punct de vedere al sensului curgerii fluidului prin camera de ardere, acestea se clasific astfel:

camere de ardere n echicurent (sensul curgerii fluidului este identic cu cel al sistemului)

camere de ardere n contracurent

camere de ardere radiale (sensul curgerii fluidului are direcia razei camerei - metoda permite proiectarea unor motoare de dimensiuni mici)

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului prin camera de ardere, acestea se mpart astfel:

camere de ardere subsonice ( pentru petrol de aviaie viteza fluidului de lucru la sfritul arderii este M0,1

Din punct de vedere al modificrii geometriei camerei de ardere, acestea se clasific: camere de ardere cu geometrie (lungime) fix

camere de ardere cu geometrie (lungime) reglabil

Turbina transfer energia termic a gazelor de ardere n energie cinetic pe care o convertete n lucru mecanic necesar antrenrii compresorului i agregatelor sistemului.

Din punct de vedere al curgerii fluidului, turbinele pot fi:

radiale

axiale

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului n micare relativ ntr-un sistem legat de rotor, turbinele pot fi:

subsonice

transonice

supersonice

Din punct de vedere al geometriei canalului de lucru , turbinele pot fi:

turbine reglabile turbine fixe (nereglabile)

Din punct de vedere al rcirii elementelor componente, turbinele pot fi:

total rcite (cu aer) parial rcite(cu aer) nerciteSistemul de evacuare are rolul de a accelera fluidul de propulsie n realizrii unei componente de reacie a forei de propulsie a sistemului.

Elementele componente ale sistemului sunt:

1. Instalaia de cretere a forei de propulsie prin postcombustie

2. Amortizorul de zgomot

3. Ajutajul de reacie

4. Deviatorul de jet

5. Reversorul de traciune

1. Instalaia de cretere a forei de propulsie prin postcombustie realizeaz o cretere a forei de propulsie a MTR cu 10-50% din fora de baz. Acest lucru se obine printr-o ardere suplimentar realizat n avalul arderii principale. Pentru aceast ardere este folosit aerul n exces din gazele de ardere.

2. Amortizorul de zgomot reduce viteza de evacuare a gazelor de ardere realiznd asfel scderea nivelului de zgomot al jetului de gaze.3. Ajutajul de reacie poate fi simplu convergent ( vezi desen) sau convergent-divergent (jet supersonic).Ajutajul de reacie poate avea o geometrie fix sau reglabil.4. Deviatorul de jet asigur o modificare a direciei jetului de gaze cu un unghi cuprins n intervalul 0-90 pentru a se obine o component a forei de reacie pe direcia forei portante a aeronavei. Sistemul este folosit pentru decolri pe distane scurte sau pentru decolri verticale.5. Reversorul de traciune asigur o schimbare a sensului de curgere a gazelor de ardere cu 180. Este folosit pentru frnarea aeronavei.Funcionarea motorului

Aerul aspirat i comprimat de ctre compresor este dirijat n camera de ardere unde primete o energie termic. O parte din aceast energie este folosit pentru antrenarea compresorului, iar cealalt parte este transformat n energie cinetic .Fluidul este accelerat realizndu-se astfel fora de reacie.

Fora de propulsie a MTR reprezint suma dintre fora de reacie (obinut n camera de ardere i n ajutajul de reacie) i fora dat de presiunea fluidului de lucru.

reprezint fora dezvoltat n sistemul de admisie. Sensul forei este contrar sensului forei de propulsie.

reprezint fora dezvoltat de ctre compresor. Aceast for se numete for de traciune n cazul aeronavelor echipate cu elice. Fora de traciune este de dou sau de trei ori mai mare dect fora de propulsie.

reprezint componenta forei de reacie a forei de propulsie care ia natere n camera de ardere. Acest tip de for are cea mai complex participare la fora de propulsie. Camera de ardere se comport ca un triplu ajutaj: geometric (convergent), masic i termic.

reprezint componenta forei de propulsie pe care turbina sistemului o dezvolt. Sensul acestei fore este invers sensului forei de propulsie.

reprezint o component de reacie a forei de propulsie furnizat de ctre sistemul de evacuare.

Fora de propulsie reprezint suma forelor de reacie, care apar n camera de ardere i n sistemul de evacuare, i fora de traciune care apare n compresor datorit diferenei de presiune.

Fora de rezisten apare n dispozitivul de admisie i n turbin.

Parametrii motorului turboreactor

I. Parametrii regimului de zbor

II. Parametrii regimului de funcionareIII. Parametrii termodinamiciIV. Parametrii de perfeciune a proceselor de curgere prin organele motoruluiV. Parametrii geometriciVI. Parametrii masiciI. Parametrii regimului de zbor (sau parametrii de similitudine ai regimului de zbor) sunt viteza de evoluie a aeronavei i nlimea de zbor.

M-reprezint numrul Mach

V-reprezint viteza de zbor a aeronavei

a- reprezint sunetului

acr- reprezint viteza critic

-reprezint numrul lui Ceaplghin

Cnd M0, atunci 0.

Cnd M, atunci 2,56.

II. Parametrul regimului de funcionare este turaia grupului turbocompresor.

n funcie de turaia grupului turbocompresor (n) se definesc regimurile de funcionare ale motorului:

1. Regimul maxim

2. Regimul nominal (de calcul al motorului)

3. Regimul de croazier

4. Regimul de croazier economic

5. Regimul de mers n gol (ralanti)

III. Parametrii termodinamici sunt de trei tipuri:1. Parametrii termodinamici statici (ai fluidului de lucru): presiunea p, temperatura t, densitatea , entropia s(pentru fiecare seciune n parte)

2. Parametrii termodinamici frnai:p*,t* (i*), *, s*

3. Parametrii termodinamici relativi

=gradul de nclzire al fluidului de lucru.

d-reprezint gradul de comprimare dinamic a fluidului de lucru (n afara sistemului de propulsie).

-reprezint gradul de comprimare mecanic a fluidului de lucru.

Parametrii de baz sunt: i

Parametrii de baz i turaia grupului turboreactor reprezint parametrii fundamentali.

IV. Parametrii de perfeciune a proceselor de curgere prin organele motorului sunt urmtorii:1.Coeficientul de pierdere de presiune total: *

2.Coeficientul de pierdere de energie termic: 3.Coeficientul de pierdere de vitez a fluidului:

4.Coeficientul de pierdere de lucru mecanic: *1.

,

2.Coeficientul de pierdere de energie termic n camera de ardere, ca, se datoreaz transferului de cldur n mediul nconjurtor (TC) i arderii incomplete (AI).

3.Coeficientul de pierdere de vitez a fluidului, , este provocat datorit pierderii de energie a fluidului n stratul limit.

4.Coeficienii de pierdere de lucru mecanic sunt:Pc - reprezint puterea consumat de ctre compresor;Pt - reprezint puterea produs de ctre turbin;

V. Parametri geometrici sunt ariile seciunilor de trecere a fluidului de lucru care influeneaz performanele sistemului.A5-reprezint aria minim a ajutajului de reacie

A3- reprezint aria seciunii de ieire din primul stator al turbinei (aria canalului de lucru)

VI. Parametrii masici sunt:1.Debitul de aer,

2.Debitul de combustibil,

3.Debitul de gaze,

Ciclul real al MTR

Trebuie s stabilim:1. Condiia pentru care MTR funcioneaz la o turaie constant

2. Compoziia gazelor de ardere rezultate n urma arderii

1. Turaia grupului turbocompresor este constant dac puterea produs de ctre turbin va fi egal cu puterea consumat de ctre compresorul motorului i agregatele acestuia.

PT - puterea produs de ctre turbin;PC - puterea consumat de ctre compresor;

Pa - puterea consumat de ctre agregatele motorului;

m - randamentul mecanic al lagrelor.

mPT = PC + Pa

n general

2. n camera de ardere a motorului are loc un dublu proces termodinamic: ardere stoechiometric a combustibilului i un proces de amestecare a produselor de ardere din arderea stoechiometric cu aer, pentru a se asigura rcirea lor.

n timpul arderii stoechiometrice se degaj o energie termic care conduce n final la o temperatur de ardere de circa Ta2200-2300 K (pentru amestec aer + petrol de aviaie). La aceast temperatur, produsele de ardere ce prsesc camera de ardere intr n contact cu prile materiale ale sistemului, n principal cu paletele de turbin. Deoarece paletele de turbin sunt construite din aliaje de oel, acestea nu pot rezista din punct de vedere mecanic i termic la temperaturi att de mari. Rezistena lor mecanic se limiteaz la temperaturi de maxim TP max1500 K n cazul cnd sunt foarte bine rcite.

Produsele de ardere aflate la temperatura Ta sunt rcite cu ajutorul jetului de aer din fluxul secundar astfel nct ajung la temperatura TP max.

Temperatura T depinde de compoziia gazelor de ardere. Dac aceast temperatur este sczut atunci excesul de aer () din fluxul secundar va fi mai mare n compoziia gazelor de ardere.

Pentru calculul excesului de aer se folosete ecuaia conservrii energiei aplicat proceselor de ardere i amestecului din camera de ardere a motorului: suma energiilor totale ale substanelor care ptrund n camera de ardere, la care se adaug energia rezultat din arderea amestecului aer - combustibil trebuie s fie egal cu energia total a substanelor care prsesc camera de ardere.

n camera de ardere are loc amestecul aerului cu combustibilul injectat.

Energia total a unui kilogram de aer este i.

Energia datorat curentului de aer din camera de ardere este .

Entalpia unui kilogram de combustibil n stare gazoas este iC.

Energia datorat injeciei de combustibil este .

Prin arderea unui kilogram de combustibil se degaj o cldur (Pci) egal cu puterea caloric inferioar a combustibilului. Energia termic degajat n urma arderii este .

Din aceast energie se pierde datorit transferului de cldur cu mediul nconjurtor i arderii incomplete o component ca. Astfel energia preluat de gazele de ardere este .

Energia unui kilogram de gaze de ardere la ieirea din camera de ardere este .

De obicei ic200-300 kJ/kg, iar Pci43 000 kJ/kg, deci ic