TEORIA ŞI CONSTRUCŢIA SISTEMELOR DE PROPULSIE


TEORIA ŞI CONSTRUCŢIA SISTEMELOR DE PROPULSIE

Acţiunile ce se exercită sunt directe, când forţa acţionează nemijlocit asupra navei şi indirecte, atunci când forţa acţionează prin intermediul unui mediu.
Sistemul de propulsie este în măsură să genereze o anumită formă de energie. Această energie este transferată unui fluid. Dacă fluidul nu are posibilitate de deplasare, se va deforma. Dacă fluidul se poate deplasa, atunci energia pe care o primeşte o transformă în lucru mecanic (forţă, deplasare).
Forţa pe care sistemul de propulsie o foloseşte pentru deplasarea fluidului se numeşte forţă de acţiune.
Conform principiului al II-lea, fluidul va reacţiona cu o forţă asupra sistemului, care se numeşte forţă de reacţiune. Din această forţă, sistemul de propulsie împreună cu nava folosesc o parte pentru deplasarea navei, care se numeşte forţă de propulsie, iar cealaltă parte este folosită pentru învingerea rezistenţelor aerodinamice (rezistenţa de formă a navei, rezistenţa de frecare navă-mediu, rezistenţa de undă).
Forţa de propulsie este o componentă a forţei de reacţiune: FP componenta masică.
II- componentă generată de variaţia în timp a vitezei fluidului (accelerarea fluidului => componenta dinamică.
Ponderile componentelor diferă de la sistem la sistem. În cazul sistemelor aeriene componenta masică există, dar este mică în comparaţie cu componenta dinamică. În cazul sistemelor cosmice, componenta masică este mult mai mare decât cea dinamică.
În funcţie de raportul se utilizează următoarele ajutaje:
1.Ajutajul geometric (convergent)
V2>V1, MV1
3.Ajutajul termic-creşte energia potenţială a fluidului prin încălzirea acestuia.

Sistemul de propulsie

Sistemul de propulsie este alcătuit din:
I Fluidul de propulsie – reprezintă subsistemul asupra căruia acţionează sistemul de propulsie în scopul modificării vitezei lui.
De regulă fluidul de propulsie poate fi aer, gaz sau amestec de gaze.
Din punctul de vedere al provenienţei fluidului de propulsie, sistemul se împarte în două grupe:
1. Sisteme de propulsie care îşi procură fluidul de lucru din mediul înconjurător, care se numesc sisteme de propulsie aeriene.
2. Sisteme de propulsie care îşi procură fluidul de lucru de la bordul navei, care se numesc sisteme de propulsie cosmice.
II Sursa de energie – reprezintă subsistemul capabil de a produce energia necesară accelerării fluidului de propulsie. Acea parte din fluidul de propulsie care participă la obţinerea energiei în sursă se numeşte fluid de lucru.
În prezent se cunosc trei forme de energie:
a) energia termică
b) energia electrică
c) energia electro-termică
a) energia termică se poate realiza în trei moduri:
• prin reacţii chimice de ardere (arderea combustibililor)
• prin reacţii nucleare (de fuziune sau de fisiune)
• prin captarea energiei termice solare
b) energia electrică se poate obţine în două moduri:
• cu ajutorul câmpurilor electrostatice
• cu ajutorul câmpurilor electromagnetice
c) energia electro-termică reprezintă energia jetului de plasmă care se obţine pe cale termică şi este accelerată electric.
Indiferent de energia folosită, din punct de vedere al transformării acestei energii în lucru mecanic, sursele de energie se împart în două categorii:
a. surse de energie alternative (ex. mecanismul bielă-manivelă)
b. surse de energie rotative (ex. turbina)
Toate sistemele de propulsie care au o sursă de energie alternativă primesc în denumire grupul de litere “moto”, iar cele care au în componenţă o sursă de energie rotativă primesc în denumire grupul de litere “turbo”.
Indiferent dacă sistemele sunt moto sau turbo, fluidul de lucru suferă în timpul funcţionării sursei trei procese fundamentale fără de care nu se poate obţine energie şi lucru mecanic:
• comprimare
• ardere
• destindere
Din punctul de vedere al comprimării, sursa de energie se împarte în:
• surse de energie cu comprimare mecanică
• surse de energie cu comprimare dinamică
Comprimarea mecanică realizează creşterea presiunii statice a fluidului de lucru care are loc prin intermediul unui consum de lucru mecanic.
Compresoarele care produc forţa care realizează lucrul mecanic folosit pentru comprimare, se împart în două categorii:
• compresoare volumice
• compresoare cinetice
Compresoarele volumice realizează comprimarea statică a fluidului prin reducerea spaţiului indus în care acesta se află. Compresoarele volumice realizează grade mari de comprimare (ex. ~100), iar debitele de aer realizate sunt pulsatorii şi mici. Din aceste motive compresoarele volumice sunt mai puţin folosite în prezent.
Compresoarele cinetice realizează comprimarea statică a fluidului de lucru ca urmare a trecerii forţate a acestuia prin tunele aerodinamice profilate astfel încât fluidul este frânat corespunzător regimului de curgere.
Pentru MP1 (câmp de forţe).
Pentru M>1 tunelul aerodinamic este convergent.

În funcţie de direcţia câmpului de forţe, compresoarele cinetice se împart în două tipuri:
1. centrifugale (radiale)
2. axiale (aerodinamice)

Aceste forţe sunt create cu ajutorul reţelelor de palete, care pot fi fixe sau mobile.
Comprimarea dinamică se realizează prin frânarea fluidului de la o viteză în general supersonică, la o viteză subsonică. Acest lucru se realizează în tunele profilate corespunzător regimului de curgere şi care se numesc difuzoare.
Difuzoarele reprezintă o categorie de dispozitive de admisie.
Arderea se poate realiza în două moduri:
a. la volum constant (V=ct.)
b. la presiune constantă(p=ct.)
Arderea la volum constant este un proces nestaţionar, parametrii arderii variind în timp. Procesul este însă pulsatoriu (ciclic).
Toate sursele de energie care realizează arderea la volum constant primesc în denumire particula “pulso”.
Arderea la presiune constantă este un proces staţionar în care parametrii arderii sunt constanţi în timp.
Toate sursele de energie care realizează arderea la presiune constantă primesc în denumire particula “stato”.
Datorită comprimării arderea devine stabilă.
III Instalaţia de propulsie – reprezintă subsistemul pe care ia naştere forţa de propulsie a sistemului.
Se cunosc în prezent două tipuri de instalaţii de propulsie:
1. elicea
2. ajutajul
Elicea reprezintă o parte componentă auxiliară a sursei de energie. Forţa de propulsie care ia naştere pe elice este rezultatul unei reacţii indirecte a fluidului. De regulă forţa de propulsie a elicii reprezintă forţă de tracţiune/împingere după cum elicea este plasată în faţa sau în spatele sursei de energie.
Toate sistemele de propulsie care au în componenţă cel puţin o elice primesc în denumire particula “propulsor”.
Ajutajul reprezintă o parte componentă a sursei de energie. Din acest motiv forţa de reacţie care ia naştere pe ajutaj este rezultatul unei acţiuni directe a fluidului de lucru asupra sistemului.
Toate sistemele de propulsie care au în componenţă cel puţin un ajutaj primesc în denumire particula “reactor”.
Ajutajele pot fi de mai multe tipuri dintre care cele mai importante sunt ajutajele geometrice, masice, termice.
Sursa de energie şi instalaţia de propulsie reprezintă instalaţia de forţă a sistemului.
Se pot imagina 108.000 sisteme de propulsie.

Motorul motopropulsor

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană cu comprimare mecanică ce are în componenţă un motor cu ardere internă cu piston şi una sau mai multe elici. Fluidul de propulsie este aerul.
Motorul motopropulsor a apărut după motorul rachetă.
Acest tip de motor echipează avioane mici (sau avioane speciale).
Puterile realizate sunt în intervalul P=50-500(800)KW.
Consumul de combustibil este de circa c=0.2-0.3kg/kWh.
Din punct de vedere tehnologic reprezintă una dintre cele mai complexe soluţii constructive.
Motorul motopropulsor este des folosit în prezent şi se utiliza şi în viitor.

Motorul turbopropulsor

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană ce are în componenţă cel puţin o turbină şi o elice.
Este al doilea sistem de propulsie care a apărut.
Puterea efectivă pe care o poate dezvolta este P=1000-5000kW.
Nu este un mare consumator de combustibil, având un consum de c=0.25-0.3kg/kWh.
Din punct de vedere tehnologic motorul turbopropulsor nu a ajuns la maxim deoarece se poate încă perfecţiona. Marile perspective privesc problema elicii.

Motorul motoreactor

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană ce are în componenţă un motor cu ardere internă cu piston ale cărui gaze de evacuare sunt evacuate prin ajutaje de reacţie (ex. ajutaj convergent-divergent tip Laval).
Acest tip de motor nu este dat în exploatare, fiind încă în fază teoretică.

Motorul turboreactor

Face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Sursa de energie e reprezentată de unul sau două grupuri turbocompresoare, iar instalaţia de propulsie de către un ajutaj de reacţie.
Forţa de propulsie a unui MTR va fi o însumare de componente forţe care se obţin fie din reacţie directă, fie prin reacţie indirectă.
Din punctul de vedere al numărului de fluxuri, MTR se împart astfel:
MTR
MTR SF se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemelor; fluidul care asigură realizarea energiei în sursă participă integral la obţinerea forţei de propulsie.
MTR DF se deosebeşte de primul sistem prin faptul că o parte din fluidul de propulsie participă la formarea energiei sursă. Acest tip de motor este cel mai des întâlnit în prezent. Motorul poate avea fluxurile separate sau amestecate. MTR DF separat se foloseşte în aviaţia civilă, având o forţă de tracţiune de până la Ftr ≈ 700.000 N. Consumul înregistrat este de circa 0,03-0,08 Kg/Nh. MTR DF amestecat se foloseşte cu precădere în aviaţia militară (pentru avioanele ce realizează viteze de circa M ≈ 0,8-2,3).
Perspectiva de modernizare a MTR DF este mărirea diametrelor maxime.
Există trei generaţii de dezvoltare a MTR DF separat: 1958, 1964 (RB 211, CF 56, Pratt & Whitney JT9D ) şi 1985 (RB 211/535, CFM 56).

Motorul pulsoreactor MPR

Este un motor aeroreactor care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalaţie de propulsie un ajutaj de reacţie. Procesul de ardere realizat în motor este nestaţionar. Forţa de reacţie pe care o poate dezvolta motorul pulsoreactor variază de la câteva zeci N până la 5000-6000N. Este folosit pentru motorizarea aeromodelelor, avioanelor ţintă, etc.

Motorul statoreactor MSR

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană cu comprimare dinamică a fluidului de lucru care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalaţie de propulsie un ajutaj de reacţie. Procesul de ardere realizat în motor este staţionar. Forţa de reacţie pe care o poate dezvolta motorul statoreactor variază în 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 evoluează în regim supersonic(ex. SR 71 Blackbird).

Sisteme de propulsie cosmică SPC

MRCS – reprezintă un motor rachetă ce utilizează combustibil solid. Este folosit pentru propulsarea rachetelor mici, cu rază mică şi medie de acţiune, rachete meteorologice(ex. Tomahawk).
MRCL – reprezintă un motor rachetă ce utilizează combustibil lichid. Este folosit pentru propulsarea rachetelor cu rază lungă de acţiune (transcontinentale), rachete purtătoare de sateliţi.
MRCH – reprezintă un motor rachetă ce utilizează combustibil hibrid (solid şi lichid).
Motoarele MRCS, MRCL, MRCH sunt sisteme de propulsie cosmică care au o forţă de reacţie foarte mare.
Pentru corecţia evoluţiei unei nave în spaţiul cosmic se folosesc motoare rachetă ionice (MRI), fotonice (MRF), cu plasmă (MRP). Aceste motoare au o forţă de reacţie mică, dar au impuls foarte mare.

Scurtă istorie a motoarelor aeroreactoare

Etapa I – Începuturile motoarelor aeroreactoare 1860 – 1910

1863 – Jean Deluvie depune un brevet de aparat cu motor cu reacţie (aeronavă).
1868 – Matthew Bolton (Anglia) propune un brevet de propulsor cu reacţie directă folosind gazele de ardere.
1887 – Melikov (Scoţia) propune un brevet de elicopter având palele antrenate de un motor cu turbină cu gaz.
1908 – Lenne Laurent realizează proiectul primului motor reactor
1910 – Apare prima aeronavă cu motor cu reacţie: aparatul conceput de Henri Coandă. În data de 16 decembrie 1910 are loc primul zbor al unei aeronave propulsate de un motor cu reacţie. Motorul era combinat şi funcţiona în următorul mod: un motor cu piston de 50 CP antrena un compresor centrifugal care furniza aer comprimat în camera de ardere. În camera de ardere avea loc aprinderea amestecului carburant, iar forţa de reacţie pe care o dezvolta era de F=2200N.

1910 – Renné LeDuc propune principiul motorului statoreactor. Primul zbor al acestui tip de motor va avea loc în 1949.
Proiectul primului motor statoreactor a fost propus de către Luigi Stipa.

Etapa a II-a – Primele proiecte de motoare cu reacţie 1910-1940

Primele proiecte de motoare cu reacţie se dezvoltă în cadrul şcolilor engleze şi germane de profil.
Şcoala engleză se remarcă în 1926 când dr. A. A. Griffith propune prima teorie a turbinei cu gaze.
În 1929 Sir Frank White realizează primul proiect de motor turbopropulsor cu compresor axial. Realizează primul compresor axial în 1936 pe care îl pune în funcţiune în 1940 (Vickers – Metrovik). Propune în 1929 utilizarea turbinei cu gaze. Înaintează primul brevet de motor turboreactor în 1930. Motorul, ce dispunea de un compresor centrifugal, e încercat la bancul de probă în 1937.
În 1942 dezvoltă o familie de motoare 1-A
Contribuţiile şcolii germane sunt reprezentate de reprezentate de reprezentate de reprezentate de reprezentate de Walst von Oheim care propune în 1936 utilizarea turbinei cu gaze. Propune şi realizează primul motor turboreactor cu compresor centrifugal în 1936. Forţa de reacţie obţinută era de F=4100N.
În Suedia Lischop construieşte prima turbină cu gaze în 1933, care va fi pusă în funcţie în 1935.
În Franţa, François Guillaume enunţă pentru prima oară principiul de funcţionare al turbinei cu gaze.
În 1937 Sauson … realizează primul motor turboreactor care avea o forţă de 1000N.
Mey realizează prima încercare a unei turbine cu gaze cu o putere de 500C.P.
În 1938 LeDuc propune un brevet pentru o turbină cu ardere.
Melot realizează primul turbopropulsor biejecţie.
În Italia Secundo Campire brevetează în 1932 un motor torboreactor.

Etapa a III-a – Primele avioane cu motoare cu reacţie 1940-1950

În Anglia este realizat avionul Gloster E 28,29, care avea un motor White cu o forţă de reacţie de 7700N. Primul zbor are loc în data de 15 mai 1941, iar în iulie 1944, avionul va intra în serviciu.
În Germania este realizat avionul Heinkel 178. Primul zbor are loc în august 1939.
În Franţa este realizat în 1948 primul motor turboreactor (Snecma), iar în 1950, primul motor turbopropulsor.
….. pune bazele firmei Turbomeca în 1940. Fabrica produce motoare cu reacţie de dimensiuni mici. În cadrul firmei este realizat primul compresor cu reţea de palete reglabilă. Primul motor cu turbină cu gaze fabricat realiza 200C.P.

Etapa a IV-a – Inceputurile producţiei avioanelor militare cu motoare turboreactoare

În Anglia avionul Gloster Meteor zboară pentru prima oară în 1943 şi intră în serviciul operativ în 1944.
În Germania avionul bimotor reactiv Messerschmidt Me 262 zboară pentru prima oară în 1941 şi intră în serviciu în 1944. Me 262 are două motoare turboreactoare Dumont de 8500N fiecare.

Etapa a V-a – Primele avioane de transport civil cu motoare cu reacţie

În Anglia este realizat în 1948 avionul Vickers Viscount 630 care avea motoare turbopropulsoare Rolls-Royce Trent.
Primul avion cu motor turboreactor este Comet I. Zboară pentru prima oară în 1949 şi intră în serviciu în 1952. Este scos în acelaşi an din serviciu din cauza problemelor cauzate de fuselaj. În 1958 apare Comet IV.
În Franţa în 1955 Avionul Caravelle zboară pentru prima oară. Va intra în serviciu în 1959. Avionul are motoare Rolls-Royce Avon.
În S.U.A. aparatul Boeing 707, primul avion de transport civil care are motoare cu reacţie, realizează primul zbor în 1954. Întră în serviciu în 1958.
În U.R.S.S. avionul Tupolev 104 realizează primul zbor în 1955. Întră în serviciu în 1956. Aparatul are motoare turboreactoare.
În 1958 este prezentat la Paris primul motor turboreactor dublu flux, Rolls-Royce Conway.

Motoare aeroreactoare

Motoarele aeroreactoare reprezintă sisteme aeriene care au drept fluid de propulsie aerul, iar ca instalaţie de propulsie, un ajutaj de reacţie. Forţa de reacţie se va obţine în principal prin reacţie directă a fluidului asupra sistemului, deci în principal forţa este de reacţie.
Din punct de vedere al comprimării fluidului de propulsie în sursa de energie, motoarele aeroreactoare se împart în:
• motoarele aeroreactoare cu comprimare mecanică a aerului(motorul turboreactor)
• motoarele aeroreactoare cu comprimare dinamică 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 reprezentată de 1÷3 grupuri turbocompresoare, iar instalaţia de propulsie de către un ajutaj de reacţie. Forţa de propulsie se obţine atât prin reacţie directă a fluidului în anumite organe componente, cât şi prin reacţie indirectă asupra altor organe componente.
Din punctul de vedere al numărului de fluxuri de fluid de propulsie, motorul turboreactor se împarte în două categorii:
• Motorul turboreactor simplu flux MTR SF
• Motorul turboreactor dublu flux MTR DF
MTR SF se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie al sistemului participă integral la realizarea energiei din sursa motorului. Fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemului.
MTR DF se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie al sistemului este cu mult mai mare decât fluidul de lucru al sistemului. O parte din fluidul de propulsie înconjoară sursa de energie, participând la realizarea unei componente pure de forţă de reacţie.

a) MTR SF
I-dispozitivul de admisie
II-compresorul motorului
III-camera de ardere
IV-turbina
V-sistemul de evacuare

Compresorul şi turbina formează grupul turbocompresor (GTC). Acesta reprezintă partea mobilă a motorului, celelalte elemente fiind fixe.
Grupul turbocompresor şi camera de ardere (CA) reprezintă sursa de energie (SE) a motorului.
Dispozitivul de admisie are rolul de a frâna fluidul de propulsie (aerul) de la viteza de zbor a aeronavei până la o viteză la care compresorul poate funcţiona în condiţii optime (~100-200m/s). Energia cinetică a aerului aspirat este transferată astfel în energie prin frânarea 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 modificării geometriei elementelor componente ale dispozitivului de admisie, acesta poate fi:
• dispozitiv de admisie cu geometrie fixă (nereglabilă) – dispozitivul subsonic
• dispozitiv de admisie cu geometrie variabilă (reglabilă) – dispozitivele transonice, supersonice.
Compresorul are rolul de a comprima static fluidul de lucru până la acele valori ale presiunii pentru care procesul de ardere este stabil. Compresorul transportă debitul de fluid cu pierderi cât mai mici de la dispozitivul de admisie către camera de ardere.
Din punct de vedere al sensului de curgere al fluidului de lucru în raport cu sensul general de curgere prin sistem compresoarele se clasifică astfel:
• compresoare axiale (curgerea fluidului este paralelă cu axa sistemului)
• compresoare radiale (curgerea fluidului este perpendiculară pe axa sistemului)
• compresoare diagonale (direcţia curgerii face un unghi cu axa de simetrie)
Din punct de vedere al câmpului de forţe care transferă lucrul mecanic de comprimare al aerului compresoarele se clasifică astfel:
• compresoare aerodinamice
• compresoare centrifugale
• compresoare mixte
Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului de lucru (aerul) în raport cu un sistem de referinţă inerţial legat de motor, compresoarele se clasifică astfel:
• compresoare subsonice
• compresoare transonice
• compresoare supersonice
Din punct de vedere al modificării geometriei canalului de lucru compresoarele se clasifică astfel:
• compresoare cu geometrie fixă (nereglabile)
• compresoare cu geometrie reglabilă
Camera de ardere realizează transformarea energiei chimice a amestecului proaspăt de combustibil (aer şi petrol de aviaţie în cantităţi bine determinate), în energie termică prin intermediul unui proces izobar de ardere. Camera de ardere foloseşte ca fluid de lucru aerul.
Camera de ardere are două componente:
• componenta centrală (primară), care foloseşte curentul de aer primar
• componenta secundară, care foloseşte curentul de aer secundar
Curentul de aer primar se combină cu combustibilul din camera de ardere asigurând un proces de ardere stoechiometric. Temperatura care se degajă în urma procesului de ardere pentru petrol de aviaţie este de aproximativ 2000-2200 K.
În urma procesului stoechiometric de ardere rezultă produse de ardere, care vor trebui răcite pentru a putea traversa în continuare reţelele turbinei. Răcirea se face cu ajutorul fluxului secundar de aer. Din amestecul curentului secundar de aer cu produsele de ardere rezultă gazele de ardere. Astfel, în camera de ardere compoziţia fluidului de lucru se modifică.

reprezintă debitul de gaze de ardere din camera de ardere.
reprezintă debitul de aer din camera de ardere.
reprezintă debitul de combustibil din camera de ardere.
Camerele de ardere se clasifică din punct de vedere funcţional şi 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 clasifică astfel:
• camere de ardere în echicurent (sensul curgerii fluidului este identic cu cel al sistemului)
• camere de ardere în contracurent
• camere de ardere radiale (sensul curgerii fluidului are direcţia 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 împart astfel:
• camere de ardere subsonice ( pentru petrol de aviaţie viteza fluidului de lucru la sfârşitul arderii este M≈0,1
Din punct de vedere al modificării geometriei camerei de ardere, acestea se clasifică:
• camere de ardere cu geometrie (lungime) fixă
• camere de ardere cu geometrie (lungime) reglabilă
Turbina transferă energia termică a gazelor de ardere în energie cinetică pe care o converteşte în lucru mecanic necesar antrenării compresorului şi agregatelor sistemului.
Din punct de vedere al curgerii fluidului, turbinele pot fi:
• radiale
• axiale
Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului în mişcare relativă într-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 răcirii elementelor componente, turbinele pot fi:
• total răcite (cu aer)
• parţial răcite(cu aer)
• nerăcite
Sistemul de evacuare are rolul de a accelera fluidul de propulsie în realizării unei componente de reacţie a forţei de propulsie a sistemului.
Elementele componente ale sistemului sunt:
1. Instalaţia de creştere a forţei de propulsie prin postcombustie
2. Amortizorul de zgomot
3. Ajutajul de reacţie
4. Deviatorul de jet
5. Reversorul de tracţiune

1. Instalaţia de creştere a forţei de propulsie prin postcombustie realizează o creştere a forţei de propulsie a MTR cu 10-50% din forţa de bază. Acest lucru se obţine printr-o ardere suplimentară realizată în avalul arderii principale. Pentru această ardere este folosit aerul în exces din gazele de ardere.
2. Amortizorul de zgomot reduce viteza de evacuare a gazelor de ardere realizând asfel scăderea nivelului de zgomot al jetului de gaze.
3. Ajutajul de reacţie poate fi simplu convergent ( vezi desen) sau convergent-divergent (jet supersonic).
Ajutajul de reacţie poate avea o geometrie fixă sau reglabilă.
4. Deviatorul de jet asigură o modificare a direcţiei jetului de gaze cu un unghi cuprins în intervalul 0-90º pentru a se obţine o componentă a forţei de reacţie pe direcţia forţei portante a aeronavei. Sistemul este folosit pentru decolări pe distanţe scurte sau pentru decolări verticale.
5. Reversorul de tracţiune asigură o schimbare a sensului de curgere a gazelor de ardere cu 180º. Este folosit pentru frânarea aeronavei.

Funcţionarea motorului

Aerul aspirat şi comprimat de către compresor este dirijat în camera de ardere unde primeşte o energie termică. O parte din această energie este folosită pentru antrenarea compresorului, iar cealaltă parte este transformată în energie cinetică .Fluidul este accelerat realizându-se astfel forţa de reacţie.
Forţa de propulsie a MTR reprezintă suma dintre forţa de reacţie (obţinută în camera de ardere şi în ajutajul de reacţie) şi forţa dată de presiunea fluidului de lucru.
reprezintă forţa dezvoltată în sistemul de admisie. Sensul forţei este contrar sensului forţei de propulsie.
reprezintă forţa dezvoltată de către compresor. Această forţă se numeşte forţă de tracţiune în cazul aeronavelor echipate cu elice. Forţa de tracţiune este de două sau de trei ori mai mare decât forţa de propulsie.
reprezintă componenta forţei de reacţie a forţei de propulsie care ia naştere în camera de ardere. Acest tip de forţă are cea mai complexă participare la forţa de propulsie. Camera de ardere se comportă ca un triplu ajutaj: geometric (convergent), masic şi termic.
reprezintă componenta forţei de propulsie pe care turbina sistemului o dezvoltă. Sensul acestei forţe este invers sensului forţei de propulsie.
reprezintă o componentă de reacţie a forţei de propulsie furnizată de către sistemul de evacuare.

Forţa de propulsie reprezintă suma forţelor de reacţie, care apar în camera de ardere şi în sistemul de evacuare, şi forţa de tracţiune care apare în compresor datorită diferenţei de presiune.
Forţa de rezistenţă apare în dispozitivul de admisie şi în turbină.

Parametrii motorului turboreactor

I. Parametrii regimului de zbor
II. Parametrii regimului de funcţionare
III. Parametrii termodinamici
IV. Parametrii de perfecţiune a proceselor de curgere prin organele motorului
V. Parametrii geometrici
VI. Parametrii masici

I. Parametrii regimului de zbor (sau parametrii de similitudine ai regimului de zbor) sunt viteza de evoluţie a aeronavei şi înălţimea de zbor.
M-reprezintă numărul Mach
V-reprezintă viteza de zbor a aeronavei
a- reprezintă sunetului
acr- reprezintă viteza critică
λ-reprezintă numărul lui Ceaplâghin
Când M→0, atunci λ→0.
Când M→∞, atunci λ→2,56.
II. Parametrul regimului de funcţionare este turaţia grupului turbocompresor.
În funcţie de turaţia grupului turbocompresor (n) se definesc regimurile de funcţionare ale motorului:
1. Regimul maxim
2. Regimul nominal (de calcul al motorului)
3. Regimul de croazieră
4. Regimul de croazieră economică
5. Regimul de mers în gol (ralanti)
III. Parametrii termodinamici sunt de trei tipuri:
1. Parametrii termodinamici statici (ai fluidului de lucru): presiunea p, temperatura t, densitatea ρ, entropia s(pentru fiecare secţiune în parte)
2. Parametrii termodinamici frânaţi:p*,t* (i*), ρ*, s*
3. Parametrii termodinamici relativi
Θ=gradul de încălzire al fluidului de lucru.

πd-reprezintă gradul de comprimare dinamică a fluidului de lucru (în afara sistemului de propulsie).

-reprezintă gradul de comprimare mecanică a fluidului de lucru.
Parametrii de bază sunt: şi
Parametrii de bază şi turaţia grupului turboreactor reprezintă parametrii fundamentali.
IV. Parametrii de perfecţiune a proceselor de curgere prin organele motorului sunt următorii:
1.Coeficientul de pierdere de presiune totală: σ*
2.Coeficientul de pierdere de energie termică: ξ
3.Coeficientul de pierdere de viteză a fluidului: ρ
4.Coeficientul de pierdere de lucru mecanic: η*
1.
,
2.Coeficientul de pierdere de energie termică în camera de ardere, ξca, se datorează transferului de căldură în mediul înconjurător (TC) şi arderii incomplete (AI).
3.Coeficientul de pierdere de viteză a fluidului, φ, este provocat datorită pierderii de energie a fluidului în stratul limită.

4.Coeficienţii de pierdere de lucru mecanic sunt:
Pc – reprezintă puterea consumată de către compresor;
Pt – reprezintă puterea produsă de către turbină;
V. Parametri geometrici sunt ariile secţiunilor de trecere a fluidului de lucru care influenţează performanţele sistemului.
A5-reprezintă aria minimă a ajutajului de reacţie
A3- reprezintă aria secţiunii de ieşire 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 să stabilim:
1. Condiţia pentru care MTR funcţionează la o turaţie constantă
2. Compoziţia gazelor de ardere rezultate în urma arderii

1. Turaţia grupului turbocompresor este constantă dacă puterea produsă de către turbină va fi egală cu puterea consumată de către compresorul motorului şi agregatele acestuia.
PT – puterea produsă de către turbină;
PC – puterea consumată de către compresor;
Pa – puterea consumată de către agregatele motorului;
ηm – randamentul mecanic al lagărelor.

ηm•PT = PC + Pa

În general

2. În camera de ardere a motorului are loc un dublu proces termodinamic: ardere stoechiometrică a combustibilului şi un proces de amestecare a produselor de ardere din arderea stoechiometrică cu aer, pentru a se asigura răcirea lor.
În timpul arderii stoechiometrice se degajă o energie termică care conduce în final la o temperatură de ardere de circa Ta≈2200-2300 K (pentru amestec aer + petrol de aviaţie). La această temperatură, produsele de ardere ce părăsesc camera de ardere intră în contact cu părţile materiale ale sistemului, în principal cu paletele de turbină. Deoarece paletele de turbină sunt construite din aliaje de oţel, acestea nu pot rezista din punct de vedere mecanic şi termic la temperaturi atât de mari. Rezistenţa lor mecanică se limitează la temperaturi de maxim TP max≈1500 K în cazul când sunt foarte bine răcite.
Produsele de ardere aflate la temperatura Ta sunt răcite cu ajutorul jetului de aer din fluxul secundar astfel încât ajung la temperatura TP max.

Temperatura T depinde de compoziţia gazelor de ardere. Dacă această temperatură este scăzută atunci excesul de aer (α) din fluxul secundar va fi mai mare în compoziţia gazelor de ardere.
Pentru calculul excesului de aer se foloseşte ecuaţia conservării energiei aplicată proceselor de ardere şi amestecului din camera de ardere a motorului: suma energiilor totale ale substanţelor care pătrund în camera de ardere, la care se adaugă energia rezultată din arderea amestecului aer – combustibil trebuie să fie egală cu energia totală a substanţelor care părăsesc camera de ardere.
În camera de ardere are loc amestecul aerului cu combustibilul injectat.
Energia totală a unui kilogram de aer este i .
Energia datorată curentului de aer din camera de ardere este .
Entalpia unui kilogram de combustibil în stare gazoasă este iC.
Energia datorată injecţiei de combustibil este .
Prin arderea unui kilogram de combustibil se degajă o căldură (Pci) egală cu puterea calorică inferioară a combustibilului. Energia termică degajată în urma arderii este .
Din această energie se pierde datorită transferului de căldură cu mediul înconjurător şi arderii incomplete o componentă ξca. Astfel energia preluată de gazele de ardere este .
Energia unui kilogram de gaze de ardere la ieşirea din camera de ardere este .

De obicei ic≈200-300 kJ/kg, iar Pci≈43 000 kJ/kg, deci ic<<ξca·Pci. Rezultă astfel:

Unde α reprezintă excesul de aer.
1 kg combustibil …………………………..min L kg aer (α=1)
1 kg combustibil ………………………….. α min L kg aer (α1)
Mc kg combustibil …………………………Ma kg aer (α1)
Rezultă: =>
În cazul petrolului de aviaţie min L=14,67 kg aer/kg combustibil.

α=1…6

α se poate afla prin două metode:
a. Metoda grafică
b. Metoda analitică (aproximativă)

a. Metoda grafică constă în reprezentarea grafică a două funcţii de α reprezentate de cei doi termeni ai ecuaţiilor:
f1(α)= +
f2(α)=(1+ )
Temperatura se stabileşte iniţial. Astfel se află valorile αi şi se pot citi din tabele valorile entalpiei .
=(1100-1500)K
αc=2,5-5

b. Se presupune legea de variaţie a entalpiei:

Astfel se pot afla valorile αc şi implicit entalpia .

Ciclul real al MTR

Prin ciclu se înţelege succesiunea de evoluţii pe care o parcurge fluidul de lucru şi care are ca efect final creşterea vitezei proprii (accelerarea fluidului de lucru).
Pentru a avea o reprezentare a ciclului ideal considerăm următoarele ipoteze:
1. Evoluţiile de admisie şi de evacuare sunt izentropice, în parametrii frânaţi.
Această ipoteză are la bază următoarele considerente fizice:
• MTR e traversat de un debit de fluid de obicei cuprins între zeci – sute kilograme aer pe secundă.
• Viteza de deplasare a fluidului prin sistem variază de la 100-150m/s până la 700-800 m/s.
• Datorită vitezei mari de circulaţie a fluidului durata în care acesta se află în contact cu elementele materiale ale sistemului este foarte scurt. Astfel schimbul de energie dintre fluid şi sistem este foarte mic (practic neglijabil). În consecinţă între sistemul de admisie şi cel de evacuare entalpia se conservă.
2. Evoluţiile de compresiune (în compresor) şi de destindere (în turbină) ale fluidului de lucru, sunt adiabatice şi neizentropice.
3. Evoluţia de ardere care în condiţii ideale este izobară, în condiţii reale este o politropă foarte aproape ca alură de o izobară.
4. Se neglijează pe durata arderii procesul de disociere a componentelor produselor de ardere.
5. Destinderea gazelor de ardere se face până la o presiune egală cu presiunea exterioară (destindere completă).
6. Ciclul se închide în exteriorul sistemului de propulsie printr-o evoluţie izobară (de presiune Ph).

Performanţele ciclului MTR

I. Lucrul mecanic al ciclului MTR reprezintă energia produsă de fluidul ce parcurge acest ciclu. Din punct de vedere fizic LMTR reprezintă diferenţa dintre lucrul mecanic şi energia produsă prin destinderea gazelor de ardere în turbină şi sistemul de evacuare şi lucrul mecanic şi energia consumată pentru comprimarea mecanică şi dinamică a fluidului de lucru în dispozitivul de admisie şi compresorul motorului.

LMTR=LDestindere – LComprimare

Lucrul mecanic produs pe ciclu este folosit pentru accelerarea fluidului de lucru în secţiunea de ieşire.
lMTR- reprezintă energia specifică de lucru a MTR

mc<0
C5>V
O caracteristică importantă a MTR şi a motoarelor cu turbocompresor este aceea că viteza fluidului de lucru la ieşirea din sistem este mai mare decât viteza de zbor.
Energia produsă de către sistem este folosită pentru accelerarea fluidului de propulsie. Această energie se transformă într-un lucru mecanic astfel încât forţa de acţiune a sistemului asupra fluidului înmulţită cu deplasarea fluidului este egală cu energia produsă de către sistem. Conform principiului acţiunii şi reacţiunii, la această acţiune a sistemului fluidul va reacţiona cu o forţă egală şi de semn contrar. Această forţă devine forţă de propulsie pentru nava echipată cu acest sistem.
II. Forţa de propulsie a sistemului (FP=F)
Sistemul produce energie pentru a accelera fluidul de propulsie. Această energie se transferă fluidului prin intermediul unei forţe de acţiune. Fluidul va reacţiona cu o forţă egală şi de sens opus: forţa de reacţiune a fluidului asupra sistemului. Forţa de reacţiune se poate realiza atât pe elementele componente ale sursei de energie (forţa de reacţie directă) cât şi pe elementele componente auxiliare ale sursei (forţa de reacţie indirectă).

Forţa de reacţie este acea componentă a forţei de reacţiune rezultate ca urmare a accelerării fluidului de propulsie.
Forţa de presiune este acea componentă a forţei de reacţiune rezultate ca urmare a variaţiei gradientului de presiune a fluidului.
Forţa de propulsie a sistemului reprezintă acea parte a forţei de reacţiune care asigură deplasarea aeronavei. Diferenţa dintre forţa de reacţiune şi forţa de propulsie FReacţiune-FPropulsie este folosită pentru învingerea rezistenţelor aerodinamice.

Pentru calculul forţei de propulsie se folosesc două metode.
I. Metoda exactă de calcul a forţei de propulsie:
a. Se stabileşte distribuţia de presiune pe suprafeţele exterioare şi interioare ale sistemului.
b. Se determină distribuţia de eforturi tangenţiale de frecare pe toate suprafeţele sistemului.
c. Se proiectează această distribuţie pe direcţie axială.
d. Se integrează componentele axiale.
e. Se însumează integralele.
Dezavantajul metodei este faptul că nu se cunoaşte soluţia constructivă a sistemului. Metoda se poate aplica ulterior stabilirii soluţiei constructive (după ce s-a realizat anteproiectul sistemului de propulsie).
II. A doua metodă analizează global procesul de curgere prin sistem folosind teorema impulsului.
Se înconjoară sistemul cu un volum de control (axial-simetric) şi se aplică teorema impulsului fluidului care traversează acel volum de control.
Variaţia în timp a impulsului fluidului va fi egală cu rezultanta forţelor care acţionează asupra acestuia.

reprezintă componenta de reacţie a forţei de propulsie.
reprezintă componenta forţei de presiune.
Dacă sistemul poate realiza o destindere completă (p5 = pH), atunci forţa de propulsie este forţă de reacţie.
C5→C5 max
Mg→Mg max

Fp max tinde să-şi atingă maximul când Vmax tinde să atingă o valoare nulă.

Relaţia exprimă forţa de propulsie maximă corespunzătoare regimului maxim la viteză de zbor V=0 (regim de funcţionare la punct fix).
Astfel în cadrul procedurii de decolare MTR este capabil de a furniza forţa maximă de propulsie.
În raport cu impulsul total al fluidului, forţa de propulsie se deduce astfel:
unde:
M-reprezintă debitul fluid prin secţiune;
C-reprezintă viteza în raport cu un sistem de referinţă fix (SRF);
p-reprezintă presiunea;
A-reprezintă aria secţiunii;

atunci:
unde M reprezintă numărul Mach.

Alegem volumul de control astfel încât A5=AH şi rezultă:
, care reprezintă variaţia impulsului total al fluidului.
Pentru rezultă şi pH=0.
Forţa de propulsie devine maximă pentru acel sistem de propulsie care funcţionează în lipsa presiunii şi care îşi procură fluidul de propulsie din interiorul său.
Pentru sistemele de propulsie cosmice pH=0 şi rezultă:

Fp motoare rachetă≠f(V)
Pentru motoarele rachetă viteza de evacuare a gazelor de ardere poate să fie mai mică decât viteza de zbor: C5<V.
Forma a III-a a forţei de propulsie:
α

, unde M reprezintă numărul Mach.
2 α)
2β)
reprezintă o funcţie gazodinamică a impulsului.

Pentru ca un sistem să realizeze o destindere completă a gazelor de ardere la orice înălţime de zbor e necesar ca secţiunea de ieşire din sistem ( a ajutajului de reacţie) să fie variabilă. Odată cu creşterea înălţimii de zbor scade presiunea atmosferică (pH), iar pentru ca p5=pH trebuie ca aria A5 să crească.
Modificarea ariei ajutajului presupune un sistem mecanic complex, un sistem de comandă mecanică pentru deschiderea ajutajului şi un sistem de reglare automată a lui.
În prezent se realizează motoare cu secţiunea A5 fixă (în aviaţia civilă) deoarece sistemul este simplu, uşor şi ieftin. Acest sistem nu este însă capabil de a realiza la orice înălţime de zbor o forţă maximă de propulsie FP<FPmax.
Pentru a compara performanţele motorului cu geometrie fixă cu performanţele maxime ale sistemului, s-a introdus noţiunea de viteză de evacuare echivalentă a gazelor de ardere (C5e).
C5e-reprezintă din punct de vedere fizic acea viteză a gazelor de ardere care în condiţiile destinderii complete ar conduce la o forţă de propulsie egală cu forţa reală a motorului (forţa în condiţiile destinderii incomplete).
În cazul destinderii complete:
În cazul destinderii incomplete:

M5 reprezintă numărul Mach de zbor.
În cazul ajutajului de reacţie simplu convergent, M5=1.

Randamentele MTR

Eficienţa MTR se determină cu ajutorul următoarelor randamente:
1. Randamentul termic
2. Randamentul de propulsie
3. Randamentul global

1. Randamentul termic reprezintă fizic cât din energia introdusă în sistem în condiţii ideale este transmisă fluidului de lucru în scopul accelerării sale, în urma realizării unui ciclu.

Eid reprezintă energia ideală.

Mlim≈3

mc<<1

La punct fix (V=0):
C5 0≈600 m/s

2. Randamentul de propulsie reprezintă fizic cât din energia preluată de fluidul de propulsie este folosită pentru propulsia efectivă a sistemului.

mc<<1




Puterea de propulsie a motorului este:


1-

Pentru regimul de zbor se caracterizează prin forţă maximă de propulsie a motorului (PP max).


,
3. Randamentul global reprezintă cât din energia introdusă în sistem în condiţii ideale este folosită pentru propulsia aeronavei.

Performanţele specifice ale MTR

Performanţele specifice ale MTR reprezintă performanţele sistemului în condiţiile în care este traversat de un 1 kg/s aer.
1.Forţa specifică de propulsie a sistemului: .
[FSP]SI =1 m/s.
FSP=400÷800 m/s.
2.Consumul specific de combustibil (cSP) reprezintă cantitatea de combustibil consumată de către sistem pentru a produce în timp de o oră o forţă de un newton.

[cSP]SI =1 .
[cSP] =(0,08÷0,15) .
3.Greutatea specifică a motorului (gSP) reprezintă raportul dintre greutatea motorului şi forţa lui de propulsie.

[gSP] =(0,2 ÷0,6) .
4.Aria frontală specifică a motorului (AFSP) reprezintă raportul dintre aria frontală a motorului şă forţa lui de propulsie.

Aria frontală a motorului reprezintă aria proiecţiei motorului pe un olan perpendicular pe axa acestuia.
[AFSP]SI =1 .
[AFSP] =( ÷ ) .

Influenţa parametrilor motorului asupra performanţelor sale specifice

Vom studia care sunt parametrii care influenţează forţa specifică de propulsie, FSP, consumul specific de combustibil, cSP şi randamentul termic ηt. De asemeni vom studia modul cum aceşti parametri influenţează aceste mărimi şi vom stabili acei parametrii care pot optimiza performanţele sistemului (forţă maximă, consum minim, randament termic maxim).

A.Determinarea parametrilor care influenţează forţa specifică de propulsie, FSP

a.Influenţa vitezei de evacuare C5 asupra forţei specifice de propulsie FSP
Pentru a determina viteza de evacuare C5 vom reprezanta în coordonate i-s destinderea gazelor de ardere în cazul MTR.

Randamentul destinderii gazelor în turbină are valori cuprinse în intervalul (0,92-0,95). Astfel starea 4* şi starea 4id vor fi destul de apropiate pentru a putea considera: C5id≈ .

reprezintă căderea de entalpie ideală realizată pe întreg motorul.
reprezintă lucrul mecanic ideal realizat prin destindere în turbină.

Considerând o evoluţie izentropică rezultă:

, deoarece:
, , , .

,

???????????????

b.Influenţa masei de combustibil mC asupra forţei specifice de propulsie FSP

, mC<<1.


A.FSP

I-reprezintă coeficienţii de perfecţiune ai proceselor de curgere prin partea fixă a motorului.
II-reprezintă parametrii de funcţionare (de bază) ai motorului.
III-parametru ce defineşte natura combustibilului.
IV-parametrii ce definesc natura evoluţiilor fluidului de propulsie în sistem.
V-parametrii regimului de zbor.

I. Deşi aceşti parametrii nu sunt constanţi în raport cu regimul motorului sau cu regimul de zbor al aeronavei, ei iau valori într-o gamă bine determinată: (0.95-0.98).
Dacă sistemul de propulsie realizează procesul de curgere prin organele sale fixe cu pierderi cât mai mici, atunci valorile acestor parametrii cresc tinzând către 1 şi astfel, în mod corespunzător se va modifica (va creşte) şi funcţia lor specifică, FSP.
a) FSP=f ,

FSP creşte în mod continuu odată cu creşterea temperaturii
Indiferent de gradul de comprimare mecanică a fluidului există întotdeauna o valoare ,notată , pentru care FSP=0.
Din punct de vedere fizic, la o temperatură , puterea pe care o dezvoltă turbina nu mai poate acoperi consumul de putere necesar angrenării compresorului, agregatelor sistemului şi pierderile hidrodinamice sau hidraulice din sistem. Astfel, la o asemenea temperatură de funcţionare grupul turbocompresor îşi micşorează turaţia până se opreşte.
Pentru a porni un MTR va trebui ca grupul turbocompresor antrenat din exterior să fie adus la acel regim de funcţionare pentru care temperatura din faţa turbinei să fie mai mare decât temperatura minimă.
Există o temperatură limită maximă, impusă din considerente mecanice şi termice ale paletelor de turbină situate în fluxul de gaze. Această limită superioară depinde de natura materialului din care sunt construite paletele, precum şi de gradul de răcire a acestora.
Pentru palete nerăcite,
În cazul turbinelor cu statoare parţial răcite,
În cazul turbinelor total răcite,
Răcirea turbinei necesită un debit mare de aer din fluxul principal. Acest debit afectează performanţele totale ale motorului, în special FP. Cu cât turbina este mai bine răcită, se utilizează un debit crescând de aer din fluxul principal, micşorându-se astfel FP.
Cu cât gradul de comprimare este mai mare cu atât influenţa temperaturii asupra FSP este mai importantă. Ţinând seama că gradele mari de comprimare se realizează cu compresoare axiale, iar grade mici se realizează cu compresoare centrifugale, motoarele reactoare cu compresoare axiale sunt foarte sensibile la variaţii de regim ale grupului turbocompresor (GTC). Pentru a se evita această sensibilitate şi pentru a se realiza grupuri turbocompresoare cu grade mici de comprimare, se împarte procesul de comprimare pe mai multe grupuri de compresoare, deci se introduc mai multe grupuri turbocompresoare, fiecare având gradul său de comprimare. Această soluţie oferă stabilitate grupului turbocompresor la variaţia de turaţie.
b) ,

Indiferent de valoarea , există o valoare pentru care
Dacă temperatura creşte, atunci valoarea creşte, şi, în consecinţă se va mări şi valoarea
Gradul de comprimare optim împarte domeniul astfel:
I.
II.
I. Influenţa gradului de comprimare asupra forţei este mare, ea crescând odată cu creşterea temperaturii .
II. Influenţa gradului de comprimare asupra forţei este mai redusă, ea scâzând în continuare odată cu creşterea temperaturii .
În condiţiile actuale, grdul de comprimare care se poate realiza pentru un MTR simplu flux, variază în intervalul =(2-12).
Dacă se compară cu domeniul efectiv de comprimare se constată că acesta constituie un criteriu real de optimizare al FSP. Se pot realiza motoare pentru care FSP=maxim în raport cu gradul de comprimare .
Fiind un criteriu efectiv de optimizare al FSP, el poate fi determinat astfel încât să poată fi folosit în proiectarea sistemelor de propulsie.

Presupunem că mC<<1,

La o temperatură constantă, se constată că odată cu creşterea vitezei de zbor, gradul de comprimare scade astfel încât la un anumit regim de zbor acesta poate fi unitar. Această tendinţă de scădere se explică fizic astfel: la creşterea vitezei de zbor va varia energia specifică a fluidului aspirat de către sistem, crescând pmprimarea dinamică. Compresorul funcţionând la turaţie constantă, lucrul mecanic de comprimare transmis aerului este constant.
Aerul comprimat dinamic va pătrunde în compresor şi deoarece are o energie potenţială mare va micşora comprimarea mecanică odată cu creşterea altitudinii de zbor.
Pentru .
Pentru viteze de zbor mai mari decât Vmaxim comprimarea mecanică a fluidului încetează, astfel încât grupul turbocompresor poate fi eliminat.
Astfel, un MTR se transformă într-un altfel de sistem (cu comprimare dinamică), numit motor statoreactor (MSR).

Pentru sistemele statoreactoare Vmax≈(3-3,5)M.
c) FSP=f constante.

FSP depinde de produsul , deci forţa depinde de randamentul grupului turbocompresor.
Proiectarea sistemului de propulsie se face astfel încât să aibă un randament cât mai mare.
Există un randament minim al grupului turbocompresor sub care forţa MTR se anulează, dispărând astfel performanţele motorului.
FSP creşte în mod continuu, dar există o uşoară tendinţă de aplatizare pentru randamentul maxim al grupului turbocompresor.
Cu cât este mai mare cu atât influenţa randamentului asupra forţei este mai mare.
Folosirea soluţiilor polimotoare conduce la scăderea forţei FSP în raport cu randamentul grupului.
Dintre cele trei performanţe, , singura mărime care caracterizează FSP este , deci alegerea sa se face în funcţie de destinaţia aeronavei.
Pentru avioane militare pentru care este necesară performanţa FSP maxim, se alege .
Pentru avioane civile unde fundamental este obţinerea unui consum de combustibil cât mai mic şi o forţă de tracţiune Ftr cât mai mare, se va alege , astfel încât .
B.CSP
CSP=3600

d) constante.

Există o temperatură economică, , pentru care se obţine un consum minim, CSP minim.
Pentru grade mci de comprimare influenţa temperaturii asupra consumului de combustibil este mai redusă.
Influenţa temperaturii creşte odată cu creşterea gradului de comprimare .
Din punct de vedere valoric, temperatura este mai mică decât temperaturile uzuale din sistemele de propulsie actuale, deci nu reprezintă un criteriu efectiv de realizare a unei economii de combustibil.
e) constante.

Oricare ar fi temperatura , există o valoare a gradului de comprimare pentru care CSP = minim.
Valoarea CSP scade odată cu creşterea temperaturii .
Pentru temperaturi mici, influenţa gradului de comprimare asupra CSP este foarte puternică şi simetrică în raport cu .
Pe măsură ce temperatura creşte, scade influenţa comprimării mecanice asupra CSP, dar aceasta rămâne simetrică în raport cu .
Din punct de vedere valoric, gradul de comprimare economic la o temperatură , impuse de o de o forţă FSP mare a motorului sunt cu mult mai mari decât gradele de comprimare realizate efectiv.
reprezintă un criteriu teoretic de optimizare al consumului de combustibil. Acesta se poate micşora dacă se acţionează asupra parametrilor regimului de zbor, altitudinea de zbor H şi viteza de zbor V.

La o temperatură şi altitudine de zbor constante, scade continuu cu creşterea vitezei de zbor, existând posibilitatea ca la o anumită viteză gradul de comprimare să fie unitar ( ). Pentru viteze peste această limită grupul turbocompresor poate fi eliminat din construcţia sistemului. În consecinţă, se poate reduce prin creşterea vitezei de zbor.
La aceeaşi temperatură şi la aceeaşi viteză de zbor V, se poate micşora dacă se micşorează înălţimea de zbor. Datorită acestui lucru se pot realiza grade de comprimare economice în domeniul uzual dacă aeronava evoluează la o înălţime mică de zbor şi cu o viteză mare.
reprezintă un criteriu teoretic. Dacă se răceşte aerul în compresor, atunci va deveni un criteriu uzual.
f) constante.

Indiferent de temperatura şi de gradul de comprimare se constată că valoarea cantităţii de combustibil scade continuu cu creşterea randamentului grupului turbocompresor. Spre deosebire de forţa FSP, consumul de combustibil este influenţat în mod deosebit de către randamentul comprimării aerului în compresor. În zilele noastre se construiesc compresoare cu randamente cât mai mari pentru reducerea consumului de combustibil.

C.Analiza influenţei parametrilor de funcţionare asupra

g) constante.

Randamentul termic creşte continuu cu temperatura , variaţia fiind asemănătoare cu variaţia forţei motorului cu temperatura .

Există un grad de comprimare pentru care se oţine un randament maxim, care se află în afara domeniului real, deci este un criteriu teoretic de optimizare a motorului.
h)

Alegerea unei temperaturi se va face astfel încât aceasta să aibă o valoare cât mai mare posibilă pentru ca forţa FSP să fie cât mai mare.
La alegerea gradului de comprimare se are în vedere destinaţia motorului. În cazul avioanelor militare se consideră pentru a se putea obţine o forţă maximă, neinteresând consumul de combustibil. În cazul avioanelor civile se alege dintre acele valori aflate la limita superioară a domeniului real (se obţine astfel un consum mic, dar nu minim,şi o forţă cât mai mare, dar nu maximă).
Nu există un criteriu unic de optimizare a forţei FSP şi a consumului de combustibil CSP.

Caracteristica de exploatare a MTR

Prin caracteristica de exploatare se intelege ansamblul de curbe ce cuprinde variatia performantelor fundamentale ale MTR in functie de parametrii regimului de zbor si parametrii de functionare ai motorului.
Ca performante putem enumera F,csp.Din categoria parametrilor regimului de zbor admitem v si H iar din categoria parametrilor de functionare se pot defini trei forme de caracteristici pentru MTR:
1.Caracteristica de viteza (v);
2.Caracteristica de inaltime (H);
3.Caracteristica de turatie (n)
Daca in locul lui v si H se foloseste caracterul de similitudine al regimului de zbor adica numarul Mach M ,cele doua caracteristici se pot studia simultan daca se definesc caracteristicile de zbor ale MTR.
Caracteristica de zbor si de turatie se pot si ele trata simultan daca se introduc parametrii de similitudine corespunzatori performantelor regimului de zbor si regimului de functionare a motorului.
Se obtine astfel o caracteristica universala a MTR care generalizeaza cele trei caracteristici.
1.Caracteristica de viteza a MTR

Prin caracteristica de viteza se-ntelege ansamblul de curbe ce contin variatia F,csp in functie de v in conditiile in care H=ct ,n=ct si egala cu turatia nominala (de calcul a motorului).
Caracteristica de viteza si de inaltime se calculeaza cu n=nnom
F=F(v)
csp=csp(v) H=ct
n=ct=nnom
Bazele fizice ale caracteristicii de viteza a MTR

F=

a.Influenta vitezei asupra debitului de aer( =f(v) )

La cresterea vitezei de zbor vzb se mareste energia specifica ; fluidul ce patrunde in motor ,acest lucru inseamna ca creste temperatura proportional cu v ,presiunea creste proportional cu v si densitatea variaza proportional cu v .
In ipoteza in care geometria dispozitivului admisiei este invariabil rezulta ca debitul de aer variaza cu si ca(viteza axiala de rotatie a aerului prin sistem).Deoarece n=ct viteza deplasarii prin sistem va fi si ea constanta , ceea ce face ca debitul de fluid sa varieze in aceleasi coordonate proportionale cu densitatea aerului ,prin urmare ~v .

=

=debitul de aer la punct fix

b.In ipoteza in care energia destinderii gazelor de ardere este completa atunci :

Fsp=(1+mc)*c -v
mc< )
# caldura inmagazinata de fluid in camera de ardere (CA) este mai mica decit la o viteza mai mica . Aceasta scadere a caldurii este echivalenta fizic cu o crestere a excesului de aer al gazelor de ardere , deci la crestere a vitezei de zbor creste excesul gazelor de ardere ( – )
Deoarece = = -se mareste presiunea totala a gazelor de ardere la sistemul de evacuare .
Deoarece destinderea gazelor de ardere este completa se mareste energia disponibila a gazelor de ardere pe sistemul de evacuare ( ) ceea ce inseamna ca viteza de evacuare a gazelor de ardere se va mari ( ) .
La cresterea vitezei de zbor se va mari viteza de evacuare a gazelor de ardere .

Se observa ca Fsp scade odata cu cresterea vitezei pana la o viteza v unde Fsp se anuleaza .

=domeniul uzual
de viteze
M [0.85 ;0.9]

Se pot defini trei viteze caracteristice :
=Fmin corespunde unui 1<M<1.5
=Fmax corespunde unui 2.5<M<3
=F se anuleaza .
La inaltimea H un MTR poate dezvolta o viteza intre 0 si .In gama de viteze uzuala variatia Ftract este mica astfel intr-o prima aproximare se poate considera constanta .
Daca marim inaltimea de zbor H curba se modifica , se mareste domeniul de viteza incare motorul dezvolta forta de tractiune .La punct fix forta maxima a motorului este aproximativ egala cu 2 .
d. csp=f(v)
Consumul specific :

csp

| || |||

=
| -se constata o usoara crestere a csp de influentaa cu viteza ,corespunzatoare unui 1.2<M<1.5
|| – 1.5M< 2 se poate considera ca csp = ct sau are valori foarte mici
|||- 2<M consumul de combustibil creste foarte putin cu viteza de zbor .

2. Caracteristica de inltime – ansamblul de curbe ce cuprind variatia fortei de tractiune si csp in functie de inaltime in conditiile de v=ct si n=ct=nn
Ca si in cazul anterior se face o analiza separata.
a. =f(v)
In conditiile date , geometria sistemului de admisie invariabila ,n=nn=ct
ceea ce implica o constanta a vitezei de circulatie a fluidului in sistem atunci se va modifica proportional cu .Cum v=ct din amontele sistemului.
Ac densitate corespunzatoare valori cuprinse in atm STD .
Deci vom studia variatia desitatii in atmosfera reala fata de cea STD.
Structurile atmosferei sunt :
=troposfera= temperatura scade liniar cu 6.5 la 1000 m

=stratosfera= H
caracteristica fundamentala T

=ionosfera= H
H
H=11km avioane obisnuite

b. Influenta inaltimii asupra vitezei de evacuare a gazelor de ardere
Vom lua doua cicluri reale a acestui motor dar la doua inaltimi de zbor :

La cresterea Hzb in conditiile in care pirderea depresiune in dispozitivul de admisie se modifica esential cu regimul de zbor va rezulta o inrautatire a parametrilor temperaturii ,din cei ai aerului la intrarea in compresor .
Deoarece n=ct atunci ceea ce face ca la cresterea H se constata scaderea ……. a p si temperaturii aerului in camera de ardere .
Deoarece ceea ce face ca …………. ca urmare a scaderii presiunii aerului in camera de ardere sa se deplaseze catre entropii mai mari , dreapta )
Aceasta deplasare provoaca doua consecinte mai importante :
# scaderea presiunii gazelor de ardere la intrarea in turbina si pe de alta parte
# cresterea variatiei de entalpie a fluidului in camera de ardere , respectiv gazele de ardere acumuleaza mai multa energie .
Acest proces este echivalent cu o scadere a excesului de aer in CA ( ) prin urmare creste H , scade.
Deoarece destinderea gazelor de ardere este completa in aceste conditii scaderea de presiune la intrarea in ajutaj energia disponibila a gazelor de ardere are o usoara crestere ca urmare a cresterii H .
( )
Deci viteza de evacuare creste usor cu H.
v fiind constanta Fsp va creste identic cu viteza gazelor de ardere in troposfera .
1. SS deoarece inceputul de ciclu este ideal si sfrsitul de ciclu este ideal rezulta ca ciclurile sunt ideale .
F scade cont. polinomial
si Ma in …

c.
~ H
Deoarece F si scade la o v=ct si n=ct .
Aeronava trebuie utilizat la regim cu consum minim iar este cae mai mare (10 11)km .

Pentru aplicatii calculul se face astfel : F=
Pentru a stabili legea de variatie a vom face ipoteza ca la regim de calcul in sectiunea minima a canalului de lucru , regimul de curgere este critic . Acest lucru se-ntampla dupa prima retea de palete a turbinei .

a=deplasarea de material fluid
a=0.04 pentru aer
=0.0396 pentru gaze de ardere
=presiunea totala
= presiunea din fluid
A= unghiul de viteza cu directia radiala a curgerii A=

-pentru regim critic
, (q(
Daca fluidul nu semodifica calitativ atita timp cit geometria canalului de lucru e constanta .
a=ct
A=ct

si nu depinde de regimul de zbor

; n=ct ,
Daca consideram ipoteza ca linia caracteristica de lucru a grupului turbocompresor urmareste o curba de randament a compr. const . ( ) atunci :

3. Caracteristica de turatie

-se-ntelege ansamblul de grupe care cuprinde variatia de tractiune si consum specific de combustibil in functie de turatia grupului turbocompresor in conditii in care parametrii de zbor sunt constanti .

n=ct
v=ct se poate stabili o caracteristica de turatie .Functionarea motorului e precizata printr-o dubla infinitate de caracteristica de turatie .
Dintre aceste caracteristici cea mai importanta este aceea ce se stabileste la punct fix : H=0 v=0 ,H – determinata la bancul de proba al motorului deaceea se numeste caracteristica de banc a MTR .

Bazele fizice :
Daca turatia grupului creste – atunci creste viteza de circulatie a fluidului prin sistem ceea ce face ca in conditiile in care geometria sistemului sa fie invariabila sa conduca la cresterea debitului de aer ce traverseaza sistemul .
– creste debitul de combustibil care arde in camera de ardere , rezulta o marire a temperaturii arderii ceea ce propaga o crestere a lucrului mecanic produs de turbina : impreuna rezulta puterea turbinei

n
energia disponibila a gazelor de ardere creste (acea energie ce se transforma in energie cinetica in sistemul de evacuare atunci viteza de evacuare a gazelor de ardere creste : -creste forta de tractiune .

Pentru ca excesul de aer variaza putin cu turatia

MTR e singurul SP la care scade la cresterea turatiei .
= turatia grupului turbocompresor sub care puterea pe care o dezvolta turbina
este insuficienta pentru a acoperi consumul de putere C , agregatelor motoru-
lui si cel provocat de diferite pierderi ( mecanice , hidraulice ) ;
= la o turatie n are loc distrugerea mecanica a paletelor de turbina rezultand
distrugerea grupului turbocompresor .
Definim principalele regimuri de functionare ale motorului :
1.Regimul maxim al motorului
= regimul la care forta de tractiune e minima , turatia grupului e maxima
si temperarura maxima a gazelor de ardere are valoare maxima ;
= la acest regim motorul poate functioana 3-5 min. dupa care se distruge
= va fi folosit in cazuri deosebit de grave ;
2.Regimul nominal
= regimul la care temperatura gazelor de ardere e temperatura maxima ;
n e nominala , forta de tractiune e 0.95-0.98 din forta maxima ;
= la acest regim motorul poate functiona 15-30 min.
= regimul la care se preteaza motorul ;
3.Regimul de croaziera
= forta de tractiune a motorului e 0.75-0.85 din forta nominala a lui
= motorul poate functiona un timp teoretic infinit , practic intre doua
reparatii capitale ;
= e regimul la care se foloseste in mod curent motorul turboreactor ;
= se poate considera ca la acest regim consumul global este minim .
4.Regimul de croaziera minima
= consumul specific de croaziera este minim ;
= Ft 0.65-0.75 din forta nominala a motorului .
5.Regimul de mers in gol
= turatia grupului e minima , forta de tractiune este 0.1-0.2 din forta
nominala a motorului
= regimul imediat dupa pornire , e foarte folosit de piloti in vederea
deplasarii aeronavei pe pista ;
= la acest regim de zbor consumul de combustibil e foarte mare deci
este neeconomic .

Calculul caracteristicii de turatie

Pentru a calcula se are in vedere urmatoarele aspecte :

Exista o anumita turatie a grupului la care in sectiunea de arie minima a camerei de lucru se atinge un regim de curgere critic ; atunci in acea sectiune viteza fluidului e viteza sunetului ; prezenta acestei sectiuni face ca performantele motorului sa se modifice in functie de pozitia de functionare a grupului in raport cu acea turatie .
critica (in sectiunea minima )
imparte domeniul de functionare al sistemului in doua zone :
n (1) domeniul regimurilor de functionare supra critice ale
motorului
(2) domeniul regimurilor de functionare subcritice ale motorului

Deoarece marea majoritate a regimurilor sunt situate in domeniul 1 vom
calcula pentru inceput caracterestica de turatie pentru regimuri supracritice .

1.Regim supracritic.Calcul :

Pentru oricare regim supracritic in sectiunea de iesire din prima retea fixa a turbinei , regimul de curgere este critic debitul de gaze de ardere e constant

produsul atat timp cat geometria turbinei e constanta si nu
depinde de regimul de functionare al motorului

= parametrii corespunzatori la turatia nominala dar corectati cu inaltimea
si viteza la care se calculeaza caracteristica de turatie .

Observatie : l. m. de comprimare specific variaza proportional cu patratul turatiei motorului .
turatia relativa

In ipoteza in care in cele doua sectiuni minime ale canalurilor de lucru ( T si ajutaj de reactie ) regimul de lucru e critic atunci destinderea gazelor de ardere pe turbina e constanta .
;

atunci :

– entalpia variaza proportional cu patratul turatiei

– debitul de aer

~ = forta specifica a motorului

2. Regim subcritic . Calcul :

In acest domeniu se modifica legile de variatie a debitului de aer si entalpiei gazelor de ardere .

puterea unei elice cu pas fix : , -constanta ce depinde de
geometria ei

prin urmare : – variatie liniara cu
turatia
-caracteristica de turatie pentru acest domeniu se mai numeste caracteristica de admisie a avionului (motorului )

Variatia entalpiei cu turatia :

pag. 58

doua turatii la care grupul turbocompresor poate functiona stabil

????

, constantele a , b se determina din urmatoarele
trei conditii:

La regim critic (Rcr) temperaturile sunt egale :
;
Cele doua curbe se racordeaza perfect la Rcr :

La regimul de mers in gol entalpia e maxima :

Caracteristica universala a MTR :

Cele trei caracteristici au permis sa stabilim performantele motoarelor in conditiile in care doi parametri erau constanti si unul era variabil .Ca atare performantele motorului erau precizate global printr-un volum foarte mare de informatii .
Pentru a putea face trecerea de la caracteristica simpla la caracteristica universala va trebui sa transformam performantele motorului si parametrii acestuia in parametrii de similitudine corespunzatori .
Pentru a stabili acesti parametrii se apeleaza la cele patru criterii fundamentale :
1. Criteriul lui Prandtl
2. Criteriul de homocromie
3. Crteriul lui Reynolds
4. Criteriul lui Mach

1. Criteriul lui Prandtl : – caracterizeaza de obicei procese neadiabatice ;
– in cazul MTR procesele de curgere din C si T sunt procese adiabatice ; prin urmare acest criteriu nu e caracteristic curgerii in MTR .

2. Criteriul de homocromie : – e specific regimurilor nestationare de curgere , tinand seama ca analizam numai regimuri stationare rezultand ca nu este bun .
3. Studii efectuate pe diferite masini cu palete (C si T ) au demonstrat ca in cazul curgerii Reynolds , Re> 3 acest criteriu nu mai influenteaza performantele acestora .
In acest caz procesele de curgere se automodeleaza in raport cu ……
In conditii concrete , Re e de ordinul 5
4. Criteriul Mach :
Se spune ca doua procese sunt similare dpv cinematic daca au acelasi nr. Mach . Cum in cazul C si T se definesc trei viteze , viteza absoluta , viteza relativa , viteza de transport atunci doua curgeri sunt similare daca cele trei nr. Mach care corespund celor trei viteze sunt aceleasi .

Cu — e un ansamblu de grupe ce contine variatia parametrilor de similitudi-
ne ai Ft si presiunea ……….??????
In functie de prametrii regimului de zbor (Mach) pentru un parametru
(turatia constanta)

sau
M=ct.

A arata ca un parametru e de similitudine inseamna ca el se poate exprima functie de alti parametri de similitudine .

Deci :

se obtine prin incercare la bancul de proba
F , – sunt valabile in anumite conditii exterioare bancului de proba

F performantele in conditii standard
trecerea se face folosind parametrii de similitudine

parametru ce influenteaza Forta e presiunea
parametru ce influenteaza consumul specific e temperatura

MTR DF

Are fluid de propulsie aerul .
Ca sursa de energie 1 , 2 sau 3 grupuri turbocompresor .
Ca instalatie de propulsie un ajutaj de reactie in care se creeaza componenta de reactie a fortei de propulsie ………………………….. o elice intubata sau…… denumita ventilator care creeaza componenta de tractiune a fortei de propulsie .
Forta de tractiune se creeaza pe de o parte in ajutajul de reactie in urma unei reactii directe a fluidului asupra sistemului sipe de alta parte de ventilator ca urmare a unei reactii indirecte .
Caracteristic MTR DF ar fi faptul ca fluidul de propulsie are doua componente :
1. un flux primar ;
2. un flux secundar ;
-fiecare din ele avand un rol bine definit in realizarea fortei de propulsie
Fluxul primar reprezinta fluidul de lucru al sistemului , adica acea masa de combustibil in care se injecteaza combustibil ; deci in care are loc arderea rezultand in acest mod energia necesara antrenarii compresoarelor si energia necesara realizarii componentei de reactie a fortei de propulsie .
Fluxul secundar (exterior) incojoara fuxul primar si determina fluxul ce genereaza componenta de tractiune a fortei de propulsie .
MTR DF (avantaje) :
1. realizeaza un consum de combustibil mai mic cu 50 60 % decat cel al MTR ;
2. dezvolta o forta de propulsie de ori mai mare decat forta de propulsie a MTR , dpv al fortelor de propulsie rezultate exista patru generatii de motoare :
= prima generatie ………
= a doua generatie ar fi genul de motoarelor de 250.000 N
= a treia generatie : peste 100.000 N
= a patra generatie : peste 400.000 N
3. nivelul scazut de zgomot pe care il realizeaza acest motor .
toate partile componente ale sistemului ( T , DA , C , CA ) sunt surse de zgomot pentru sistem ; aceste surse difera ca intensitate si ca frecventa . Cea mai importanta sursa de zgomot o reprezinta jetul de gaze de ardere care paraseste sistemul si patrunde in aerul din mediul inconjurator sistemului . Zgomotul produs va fi dat de impactul dintre moleculele gazelor care au viteza mare si moleculele de aer ce au viteza zero .Nivelul de zgomot depinde de viteza gazelor de ardere , aceasta fiind proportionala cu viteza de iesire la puterea a opta ( ) . Pentru a reduce zgomotul reducerea vitezei de iesire a gazelor de ardere
A reduce reducerea fortei specifice a motorului
F
Pentru reducerea I s-a introdus o elice ce a fost intubata , care poate sa absoarba debite mari de gaze in conditiile in care
pot absorbi pana la 500 kg/s de fluid
F

a. K=0.3 1.5 – cele doua fluxuri de fluid secundar aer , primar gaze de ardere se pot amesteca in avalul turbinei obtinandu-se o anumita masa in care se poate face o noua injectie de combustibil , deci se poate realiza o noua ardere capabila sa duca la cresterea a sistemului , post combustie -are loc dupa arderea principala
– se numeste factor de dilutie
– motorul ce asigura acest amestec se va numi MTR DF cu fluuri amestecate , sisteme ce se folosesc pentru avioane militare (motorul SPEY 514 )
b. K>1.5 – cele doua fluxuri de fluid de propulsie raman in continuare separate si dupa ce parasesc sistemul fiecare creand o F a sistemului .
– se numeste factor de dublu flux
– motorul ce asigura acest amestec se va numi :
MTR DF cu fluxuri separate , pentru avioane civile , deoarece fluxul secundar in aceasta situtie permite si o amestecare de gaze separate ceea ce inseamna un nivel redus de zgomot .
4. prezenta ventilatorului in componenta sistemului genereaza anumite avantaje ale acstuia in comparatie cu o elice libera . Deoarece ventilatorul are mai multe pale decat o elice simpla duce la marirea acestei elice . Faptul ca e intubata duce la atenuarea fenomenului de pierdere a portantei prin procesul de inductie respectiv , elicei va fi superior elicei libere .
In plus un ventilator poate realiza si o precomprimare a aerului deci se comporta ca o treapta de compresor .
Turatia ventilatorului poate atinge valoarea de ture pe minut fata de elice ( ) ceea ce poate duce la un regim de curgere transonic sau supersonic pe elementele ventilatorului .
5. randamentul de propulsie are valori mai bune decat MTR

pentru viteze de zbor (1.5 2) MTR are un mai bun .
A . Studiul MTRDF S
(figura)
Solutii constructive :
1. solutii in care ventilatorul primeste energie de la T (are T lui proprie )
compresorul de joasa presiune au propriile
compresorul de inalta presiune T
acestea sunt solutii pentru trirotor ;
2. ventilatorul si compresorul de joasa presiune au propria lor turbina
compresorul de inalta presiune are T proprie
acestea sunt solutii pentru birotor , este cea mai folosita
3. toate trei au o singura turbina – varianta rotor
Ca un turbocompresor sa aiba n constanta e necesar ca puterea produsa de T sa fie egala cu puterea consumata de C .

Pentru n=ct :

Performantele MTRDF-S :
1.Forta de propulsie a sistemului :
Avand in vedere ca sistemul are doua fluxuri de fluid de propulsie , fiecare flux generand o componenta a atunci forta totala a sistemului va depinde de cele doua componente .
F – componenta de propulsie care se obtine prin reactie directa a fluidului pe fluxul primar ;
F – componenta fortei de propulsie care se obtine prin reactie indirecta a fluidului pe fluxul secundar ;
F(=F )=
Pe fluxul primar T motorului va trebui sa dezvolte ( o energie ) un lucru mecanic necesar antrenarii celor trei compresoare . Acest lucru mecanic e , de obicei , de ordinul …… ca urmare fiind data valoarea a acestui lucru mecanic . Destinderea gazelor de ardere pe fluxul primar va fi intotdeauna completa indiferent de regimul de zbor sau de regimul de functionare al motorului .

Pe fluxul secundar se poate considera destinderea completa a fluidului de lucru daca K>2 .
In conditiile actuale K – destinderea aerului e completa

la decolare exista o legatura liniara adica creste liniar .
presupunem in primul rand realizarea unui K mare sa …… diametre mari ( pana la 5 m ) K

2. Forta specifica :
Avand in vedere ca motorul are doua debite de fluide de lucru atunci se pot defini doua forte :
a.
b.
aceste formulari permit anumite comparatii intre motoare
Dpv valoric

in conditiile in care viteza celor doua fluide pe fluxul primar si cel secundar sunt mult mai mici decat viteza gazelor de ardere in cazul MTR .

3. – consumul specific de combustil

la punct fix :

;

Studiul ciclului real al MTRDF-S

Deoarece sistemul poseda doua circuite pentru fluidul de propulsie respectiv interior si exterior , pe fiecare circuit fluidul sufera sau parcurge anumite evolutii care conduc in final la obtinerea unei forte ciclul real al MTRDF-S se compune din doua cicluri reale :
• ciclul real al proceselor pe fluxul primar
• ciclul real al fluidului pe fluxul secundar

Studiul ciclului real pe fluxul primar

Se constata ce e asemanator cu evolutia fluidului in cazul MTR-SF deosebirea esentiala o reprezinta destinderea gazelor de ardere in T si in sistemul de evacuare .
Mai precis , lucrul mecanic produs de T e folosit pentru comprimarea fluidului pe fluxul primar dar si pentru comprimarea fluidului care traverseaza fluxul secundar.

necunoscuta , trebuie facuta o analiza a influentei acestei componente asupra fortei specifice .

– energia disponibila a motorului
– este acea parte a energiei ce se obtine in conditiile reale ramasa dupa ce o alta parte a fost consumata pentru comprimarea fluidului pe fluxul primar
E
= energia ce revine in cooonditii reale ventilatorului pe fluxul primar
energia ce revine in coonditii reale ajutajului de reactie de pe fluxul primar
E=
Distributia energiei disponibile pe cele doua componente de propulsie e data de pozitia starii .
Exista o anumita pozitie a starii ( o anumita distributie a energiei ) la care
a motorului e maxima .

exista o distributie optima la care e max.
= lucru mecanic specific optim
= gradul de comprimare pe ventilator
optim

x in coonditii ideale
x
intreaga energie pe care T o cedeaza V masurata la axul acestuia .
pe care T o cedeaza V , iar V o cedeaza aerului
-varatia energiei cinetice a fluidului pe secundar

Influenta

a. E AR
Se constata ca daca MTRDF e echipat cu un ajutaj de reactie capabil sa realizeze la un anumit regim de zbor un proces de curgere interior cu pierderi de viteza mai mici se micsoreaza . Aceasta inseamna ca motorul distribuie mai multa energie disponibila in ajutajul de reactie ; aceasta se va transforma in care va conduce la cresterea a motorului .
b. E V
Daca la un anumit regim de zbor randamentul e mai mare se constata ca creste respectiv motorul va dirija o parte din energia disponibila catre ventilator . Se constata – daca luam in considerare cele doua ….. prelucreaza mai bine energia disponibila va primi din partea motorului mai multa energie disponibila . Acesta caracteristica a motorului de a dirija energia disponibila catre instalatia de propulsie care o foloseste mai bine , poarta numele de autoreglare .
Daca mai mult ventilatorul motorului are pasul variabil atunci autoreglarea se poate realiza nu numai la un regim de zbor ci si la un anumit regim de functionare a motorului . Aceasta caracteristica a motorului capabil sa se adapteze la orice regim se numeste autoadaptare .
c. V V
Se observa ca la cresterea vitezei de zbor , se micsoreaza ceea ce fizic inseamna ca V motorului va primi o energie disponibila mica si cu atat mai mica cu cat viteza e mai mare . Va exista o viteza de zbor la care toata energia disponibila e transmisa AR , energia pe care o primste V e nula . In acest caz =0 . La aceasta viteza maxima V poate fi eliminat din constructia sistemului ceea ce inseamna ca MTRDF se va transforma in MTR . Rezulta ca reprezinta viteza de tranzitie de la MTRDFla MTR.

Din punct de vedere aceasta viteza maxima se situeaza undeva intre Mach . ( domeniu supersonic )
In aceasta situatie la , (propulsie ) e practic forta de reactie pe care o realizeaza MTR .
Daca scade atunci creste , valoarea maxima a distributiei disponibile va rezulta atnci cand =0

Toata energia disponibila a motorului e translata V -ului , forta de propulsie in aceasta situatie fiind forta de tractiune realizata pe V .
MTRDF se transforma intr-un sistem de propulsie care nu are forta de reactie . E un sistem care foloseste ca mod de propulsie o elice – similar motorului turbopropulsor .
MTP MTRDF MTR
v=0 v
MTRDF face legatura intre doua SP care au principii de functionare diferite .
Sistemul se modifica in functie de viteza .
d. =f(K)
K ceea ce inseamna ca odata cu cresterea diametrului , V creste acea cota din energia disponibila pe care o primeste V.
Admitand teoretic ca K , diametru foarte mare atunci :
– valoarea corespunde MTP
Daca K 0
K=0 =0
-mai multa energie disponibila e orintata catre AR V sistemului poate fi eliminat , motorul transformandu-se in MTR

MTR MTRDF MTP
K=0 K K
MTP v MTR

Din punct de vedere functional MTRDF e un sistem de tranzitie intre cele doua sisteme limita MTP si MTR , comportarea lui depinzand de regimul de zbor de viteza , viteza ce poate influenta si factorul K .
Pentru a stabili (pentru a determina forta maxima a MTRDF ) va trebui sa cunoastem pe langa param. de baza a T si a AR , energia disponibila a motorului .

– variatia de entalpie ideala pe intreaga destindere ;
– lucrul mecanic de comprimare a compresorului in conditii ideale

E

Intre distributia energiei x si exista o dependenta ce se poate stabili prin considerente mecanice .
In conditii ideale : V primeste de la turbina acestuia o energie xE ( e transmisa fluxului secundar ).
In conditii reale :

valoarea totala a energiei pe care o primeste fluxul secundar de la turbina ce alimenteaza ventilatorul

– acea marime pe baza caruia se calculeaza ventilatorul motorului .
Tot acest calcul se realizeaza la punct fix . Din momentul in care incepe evolutia de decolare a aeronvei , cand acesta are nevoie de o forta maxima de propulsie .

Evolutia de destindere pe ciclul primar al motorului :

ciclul fluxului primar
= excesul de aer

Ciclul real al fluxului secundar
Pe fluxul secundar fluidul de propulsie are doua evolutii :
• de comprimare adiabatica
• de destindere adiabatica

Pe baza acestor doua fluxuri stabilim influenta parametrilor asupra performantelor motorului .
Influenta ……….

I .

– viteza aerului pe fluxul secundar in functie de parametrii motorului

a. Influenta temperaturii :

e in continua crestere a lui existand o tendinta de la temperatura de 2000-3000 K . Ca si in cazul MTR , exista o temperatura minima la care =0 , respectiv motorul nu poate functiona la o temperatura mai mica decat pentru ca puterea pe care o dezvolta nu e in masura de a asigura consumul de putere cerut de compresor , ventilator , agregatele motorului si pierderi de putere prin frecare ( mecanice , hidraulice ) .
impusa de capacitatea de rezistenta a paletelor turbinei situate in fluxul gazelor de ardere .
La temperatura mai mare decat paletele se ard distrugerea fizica a motorului .
Pentru motoare aeroreactoare . Valoarea e influentata de materialul din care sunt confectionate paletele turbinei precum si gradul de racire al sistemului .
Diferente :
1. -se datoreaza faptului ca acest sistem nu poseda o masa de aer suficient de mare care sa asigure racirea turbinei
-in cazul MTRDF fluxul de aer secundar reprezinta fluxul de aer ce raceste paletele de turbina ale fluxului primar .
2. MTRSF se poate porni mai usor , necesita o sursa de putere , din exterior, mai mica
3. ce separa domeniile

b.

Valoarea maxima a care se poate realiza de catre un MTRDF este 30 . Considerand aceasta valoare ca o valoare ………. Acesta va corespunde unui
Pentru K reprezinta un citeriu teoretic de optimizare a
In cazul MTRSF , are o variatie asimetrica a fortei in raport cu .
In cazul MTRDF , influenta lui asupra fortei e simetrica in raport cu .
c.

K
impusa din considerente tehnologice

d.
( la o se introduce factorul )

Pentru a stabili ca e un criteriu de optimizare se va tine seama ca valoarea maxima a lui pentru care fluxul secundar se realizeaza intr-un regim de curgere critic e in jur de .

K criteriu optim ( real )
K -domeniul in care e un criteriu real de optimizare a .
K
– e un criteriu real
K<
– e un criteriu teoretic .

MTR-DF amestecat

Pentru k<1.5 există posibilitatea ca fluxul primar de gaze de ardere şi fluxul secundar de aer să se amestece într-o zonă situată în avalul turbinei, deci rezultă un flux unic de fluid de propulsie care va reprezenta suportul unei componente de reacţiea forţei de propulsie. În cele două fluxuri se poate face o nouă injecţie de combustibil, se poate realiza o nouă ardere prin care se va mări energia potenţială a gazelor de ardere, se poate mări forţa de propulsie a sistemului. Prin acestă postcombustie forţa de propulsie a sistemului creşte, uneori cu un procent de 100%.
Avantajele soluţiei sunt:
1.Forţa de propulsie FP este aproape dublă faţă de forţa de postcombustie în cazul MTR. Datorită creşterii forţei, sistemul este folosit în special pentru echiparea aeonavelor ce evoluează cu viteze supersonice (V≈ 2-3 M).
2.Deoarece factorul de amestec, k, are o valoare mică, secţiunea frontală a motorului este comparabilă cu cea a unui MTR-SF, iar forţa de tracţiune frontală specifică este mai mare decât forţa de tracţiune frontală specifică a MTR-SF. Secţiunea frontală fiind mică (motor mic) va rezulta un coeficient mic de rezistenţă la înaintare.

Performanţele MTR-DF AM

Notaţie: am-indice pentru toţi parametrii termodinamici, geometrici ai sistemului în urma amestecului celor două fluxuri.

mC<<1



Debitul de aer Ma I e comparabil cu debitul MTR, iar viteza de evacuare a amestecului C5am are valori apropiate cu viteza de evacuare a gazelor pentru MTR. Astfel forţa de tracţiune a MTR-DF AM e de (1+k) ori mai mare decât forţa MTR-SF.

Forţa specifică a MTR-DF AM este de (1+k) ori mai mică decât cea a MTR-SF.

MTR-DF AM are un consum specific de combustibil de (1+k) ori mai mic decât cel al MTR-SF.
Global, are loc relaţia:
PerformanţeMTR < PerformanţeMTR-DF AM , deci forţa de tracţiune este maximă.

Pentru a găsi parametrii după amestec, vom folosi ecuaţiile:
1.Ecuaţia DEB
2.Ecuaţia energiei
3.Ecuaţia conservării impulsului

1.
Suma energiei ????????????????????? este egală cu energia totală a amestecului de gaze la ieşirea din camera de amestec.
2. Entalpia totală:

2.

Deoarece asupra fluidului nu acţionează forţe exterioare, în camera de amestec, atunci impulsul total al fluidului se conservă.

Ipoteză: kam ≈ k’ = k

,

(3)
 Rezultă necunoscutele: λ4am, λ31, λ32.
S-au stabilit prin încercări la bancul de probă că forţa de propulsie a sistemului este maximă când valoarea coeficientului λ4am aparţine intervalului (0,37-0,55). Pentru λ4am optim cuprins în acest interval, pierderile în ajutajul de reacţie sunt minime.
C32 = C31

 (4)
Din relaţiile 3 şi 4 rezultă vitezele fluxurilor la intrarea în camera de ardere: λ31, λ32.
depinde şi de forma camerei de amestec.
Pentru o cameră de amestec cilindrică, rezultă: A31 + A32 = A4am
(5) → condiţia de formă geometrică.

,
,
(5)

Sisteme de propulsie cu comprimare dinamică a fluidului

Motoare aeroreactoare
În studiul MTR s-a observat că există o valoare a gradului de comprimare, , pentru care forţa de propulsie FSP a sistemului este maximă. Dacă viteza de zbor creşte, gradul de comprimare va scădea, astfel încât la o anumită viteză de zbor, Vmax, va rezulta: = 1. Astfel, la viteza maximă, grupul turbocompresor al sistemului poate fi eliminat din construcţia motorului deoarece comprimarea mecanică a încetat, iar pentru V>Vmax comprimarea aerului în sistemul rezultat se va face dinamic. Frânarea aerului de la viteza de zbor (viteză supersonică, corespunzătoare V ≈ 2,5-3 M) până la o viteză care să corespundă vitezei de ardere a combustibilului folosit, VCA, (viteză ordinar subsonică, V ≈ 0,1-0,15 M) se va face în interiorul noului sistem, în mod dinamic.
În aceste condiţii, elementul component al motorului, care va realiza această frânare, dispozitivul de admisie, va juca un rol deosebit în funcţionarea sistemului de propulsie. În acest dispozitiv transferul energiei cinetice în energie potenţială se face în două moduri (modele dinamice):
• prin frânări discontinue în prezenţa unor unde de şoc;
• prin frânare continuă într-un canal de o anumită formă a dispozitivului de admisie
În funcţie de regimul de zbor al aeronavei, dispozitivele de admisie pot avea în componenţă sisteme de unde de şocalcătuite din 1, 2, 3, 4 unde de şoc oblice şi o undă de şoc normală.
Caracteristic acestor motoare este faptul că realizarea presiunii statice în sistemele unde arderea este stabilă este rezultatul unei comprimări dinamice a aerului în dispozitivul de admisie, aceasta fiind continuă sau discontinuă.
Avantaje ale sistemelor de propulsie cu comprimare dinamică a fluidului:
a. Eliminarea grupului turbocompresor asigură o construcţie simplă, sistemul având o singură canalizaţie profilată în care se realizează cele trei procese termodinamice fundamentale (comprimarea, arderea şi destinderea fluidului de lucru).
b. Forţa de propulsie a sistemului este de circa 4-6 ori mai mare decât forţa de propulsie a unui sistem cu comprimare mecanică a fluidului de lucru.
c. Lipsa grupului turbocompresor asigură o greutate a sistemului de 2-3 ori mai redusă decât a unui sistem cu comprimare mecanică a fluidului de lucru.
d. Creşterea forţei de propulsie corelată cu scăderea greutăţii sistemului conduce la o greutate specifică redusă a motorului.
e. Deoarece în fluxul de gaze de ardere nu se mai găsesc ?????????????????, elementele componente ale sistemului, palete de turbină, discuri care să limiteze temperatura maximă a gazelor rezultă că temperatura fluidului de lucru poate lua valori comparabile cu temperatura de ardere a amestecului combustibil. Astfel temperatura maximă a gazelor de ardere va depinde de natura combustibilului folosit ( pentru petrol de aviaţie – 2200 K).
f. Sistemul poate folosi orice tip de combustibil, indiferent de prelucrarea lor.
Dezavantaje ale sistemelor de propulsie cu comprimare dinamică a fluidului:
a. Sistemele nu pot funcţiona la punct fix (H = 0, V = 0). Pentru a fi pornite, sistemele sunt alimentate cu aer de la o sursă exterioară sau sunt antrenate în mişcare de către alte sisteme de propulsie (motoare cu turbocompresor).
b. Consumul de combustibil este de circa 3-4 ori mai mare decât cel al motoarelor cu turbocompresoare.
Motoarele cu comprimare dinamică a fluidului de lucru se împart în două categorii .

Motorul statoreactor MSR

Motorul statoreactor are ca fluid de lucru aerul, iar ca instalaţie de propulsie un ajutaj de reacţie. Caracteristic MSR este faptul că transformarea energiei chimice a amestecului aer-combustibil în energie termică este un proces izobar şi staţionar. Forţa de propulsie a sistemului este rezultatul unei reacţii directe a fluidului asupra sistemului, numită forţă de reacţie.
Motorul statoreactor se foloseşte pe aeronave care evoluează cu o viteză V =1.5-10 M.
În cazul motoarelor statoreactoare supersonice, sistemele vor fi combinate cu motoare clasice: MTR, MTR-DF AM,care la o viteză V = 2,2-2,5 se pot transforma într-un motor statoreactor. Fluxul primar de fluid de lucru se închide, iar fluxul în secundar se va face arderea izobară, staţionară, asemănătoare celei din MSR.
Din punctul de vedere al regimului de curgere prin interiorul sistemului, sistemele statoreactoare se împart astfel: MSR .
Din punctul de vedere al vitezei de ardere în camera de ardere a sistemului MSR, sistemele statoreactoare se împart astfel: MSR .
Motorul statoreactor subsonic MSR-sS se caracterizeză prin faptul că singura secţiune din canalul sistemului în care se atinge viteza critică de curgere este secţiunea minimă a ajutajului de reacţie (secţiunea 5-5). În toate celelalte secţiuni curgerea este subsonică. Ţinând seama că viteza de evoluţie a aeronavei este supersonică, va fi nevoie de o trecere a vitezei de curgere de la un regim supersonic exterior la un regim subsonic în interiorul sistemului. Acestă trecere se face prin intermediul unei unde de şoc plane normale, plasată în amontele sistemului. În această undă de şoc se face şi comprimarea dinamică a fluidului de lucru. Deoarece debitul fluidului este puternic influenţat de intesitatea undei de şoc normale (debitul scade proporţional cu scăderea intesităţii undei), atunci se limitează regimul de zbor la valori M = 1.5-1.7 astfel încât pierderile de debit să nu afecteze forţa de reacţie a sistemului.
Cea mai des întâlnită aplicaţie pentru motorul statoreactor subsonic este antrenarea palelor de elicopter.
Motorul statoreactor supersonic MSR-SS are în interiorul sistemului domenii în care curgerea fluidului este supersonică. Aceste domenii coexistă cu spaţii în care curgerea este subsonică, plasate de regulă în secţiuni extreme ale secţiunii motorului (la intrarea şi la ieşirea din motor). Regimurile supersonice se întâlnesc în dispozitivul de admisie şi în ajutajul de reacţie.

Schema de principiu a MSR-sS

Schema de principiu a MSR-SS

Ciclul real al MSR

Viteza de zbor a unei aeronave echipate cu motor turboreactor este mai mică decât a unei aeronave echipate cu un motor statoreactor.
Entalpia maximă a masei gazelor de ardere a MTR este mult mai mică decât în caz MSR. Presiunea totală în cazul MTR este mult mai mică decât în cazul MSR.
Performanţele MTR sunt mai reduse decât cele înregistrate de către MSR.

Parametrii de bază ai MSR:
a. π*-reprezintă gradul total de comprimare al fluidului de lucru în MSR

– reprezintă coeficientul de pierdere de presiune totală în dispozitivul de admisie datorită frecării între fluid şi pereţii dispozitivului.
– reprezintă coeficientul de pierdere de presiune prin sistemul de unde de şoc al dispozitivului de admisie.
– reprezintă gradul de comprimare dinamică în exteriorul domeniului de propulsie.

– funcţie de regimul de zbor.
b. – reprezintă gradul total de încălzire a fluidului în motor.

Performanţele MSR

1. Forţa de reacţie a sistemului: se obţine în condiţiile destinderii complete a fluidului de lucru.
Pentru a realiza o destindere completă la orice regim de zbor şi la orice regim de funcţionare al motorului, este necesar ca ajutajul de reacţie al sistemului să fie reglabil (dublu reglabil: ajutajul trebuie să-şi poată modifica secţiunea minimă a canalului de lucru cât şi secţiunea de ieşire: Amin, At). Variaţia canalului de lucru a ajutajului de reacţie (a debitului de fluid ce trece prin sistem) impune obligatoriu şi modificarea canalului de lucru al dispozitivului de admisie.
Modificarea geometriei dispozitivului de admisie se face cu scopul de a asigura la orice regim de zbor debitul maxim de aer necesar sistemului de propulsie. Această condiţie se realizează practic prin faptul că prima undă de şoc va trebui să treacă întotdeauna prin bordul de atac al dispozitivului de admisie.

Dacă geometria canalului de lucru este fixă, atunci la o viteză M>M’, prima undă de şoc (oblică) devine şi mai oblică. Sistemul de unde de şoc incidente şi reflectate în canalul de lucru provoacă pierderi mari de presiune totală. Pentru limitarea lor trebuie modificată geometria profilului pentru ca prima undă să treacă prin bordul de atac al dispozitivului de admisie, în următoarele moduri:
a. se deplasează corpul central al dispozitivului de admisie către amonte astfel încât unda de şoc oblică să atingă bordul de atac;
b. se modifică unghiul corpului central (la un unghi mai mare unda de şoc va atinge bordul de atac);
c. se modifică admisia de aer prin rotirea bordului de atac al dispozitivului de admisie cu un anumit unghi.
, unde α reprezintă excesul de aer în urma arderii. Coeficientul α poate varia în limitele în care are loc arderea de combustibil (pentru combustibil JP4, α =0,4-1,7).
α = αteoretic = 1
 reprezintă debitul de gaze al MSR (mai mare decât cel MTR)

2.
Forţa sistemului este mai mare decât cea analoagă sistemului MTR deoarece:
- viteza gazelor de ardere în cazul MSR, C5, este superioară celei obţinute de către MTR, deoarece destinderea gazelor de ardere este completă (C5 =1000-2000 m/s).
- Excesul de aer în cazul MSR este mai mic decât cel înregistrat la MTR.

3. Consumul de combustibil este:

Valoarea consumului specific de combustibil este de α ori mai mare decât consumul analog înregistrat de MTR.

Din punct de vedere fizic: acei parametrii care optimizează una dintre cele două performanţe, în mod obligatoriu o vor optimiza şi pe cea de-a doua.
MSR reprezintă singurul sistem de propulsie unde se pot optimiza simultan performanţele FR SP şi cSP.

A.

I – reprezintă grupa coeficienţilor curgerii prin organele fixe ale motorului;
II – reprezintă grupa parametrilor de bază ai sistemului;
III – reprezintă grupa parametrilor regimului de zbor (toţi parametrii depind de viteza şi înălţimea de zbor);
IV – reprezintă parametrul care determină tipul combustibilului folosit;
V – reprezintă parametrul fluidului de lucru (în funcţie de constanta adiabatică a fluidului).

a. Influenţa temperaturii asupra forţei de reacţie a motorului, FR SP, în condiţiile unei altitudini şi viteze de zbor constante, H = ct., V = ct.

FR SP creşte proporţional cu creşterea temperaturii .
Există o temperatură pentru care FR SP se anulează. Pentru o temperatură T FR SP MSR, iar în domeniul II FR SP MTR < FR SP MSR. Temperatura are valori cuprinse în intervalul (800-900) K.
b. FR SP = f(V), = ct.

La o temperatură constantă există o viteză de zbor (optimă) pentru care forţa de reacţie a sistemului FR SP este maximă. Dacă temperatura creşte, atunci valoarea acestei viteze creşte şi ea şi se constată că are un optim în intervalul V = (3-5) M. Astfel viteza optimă Vopt reprezintă un criteriu real de optimizare a forţei de reacţie deoarece se află într-un domeniu de valori utilizabil.
c. cSP =
T3- reprezintă temperatura de ardere a combustibilului.
Pentru o temperatură < max viteza optimă de zbor este diferită de cea economică (Vopt ≠ Vec).

Caracteristicile de zbor ale MSR

Caracteristicile de zbor ale MSR reprezintă un ansamblu de curbe ce cuprinde variaţia performanţelor motorului în funcţie de parametrii regimului de zbor pentru o temperatură constantă.
Caracteristicile de zbor ale MSR .
I. Caracteristica de viteză reprezintă un ansamblu de curbe care cuprinde variaţiile forţei de reacţie FR şi a consumului de combustibil specific cSP, pentru o înălţime H constantă şi o temperatură constantă.

a.
Când viteza de zbor a aeronavei creşte se intensifică comprimarea dinamică a fluidului de lucru, creşte viteza de circulaţie a aerului prin sistem şi astfel debitul fluidului se modifică proporţional cu densitatea frânată a aerului la intrarea în motor.

b. C5 = f(V)
Reprezentăm grafic două cicluri reale la două viteze diferite:

La creşterea înălţimii de zbor se vor mări şi parametrii presiune şi temperatură la intrarea în camera de ardere. Deoarece temperatura este constantă, evoluţia de ardere în camera de ardere se va deplasa către valori mai mici, deci se va mări energia potenţială a gazelor de ardere la intrarea în sistemul de evacuare al motorului.
Deoarece destinderea este completă în condiţiile creşterii energiei disponibile a gazelor de ardere în sistemul de evacuare va avea loc o creştere a vitezei de evacuare, C5, o dată cu creşterea vitezei de zbor.
Această variaţie este mai lentă decât ??????????????, deci această diferenţă va scădea odată cu scăderea vitezei de zbor.

Viteza V’ împarte domeniul de influenţă al vitezei în două părţi:
I. V V’ – pe acest domeniu forţa de reacţie scade în mod substanţial odată cu creşterea vitezei de zbor.
Dacă se măreşte temperatura a fluidului de lucru astfel încât (temperatură de ardere), atunci se extinde domeniul regimului de zbor pentru care motorul furnizează forţă de reacţie, deci influenţa vitezei asupra forţei de reacţie în domeniul I scade.
Viteza este cuprinsă în gama de valori uzuale.

La viteze mici de zbor consumul specific de combustibil, cSP, tinde să crească odată cu creşterea vitezei de zbor. În condiţii reale există o viteză economică de zbor: Vec <10000 tur./min.
– o elice subsonica 1500 – 2000 rot./min.
– ingreunarea motorului 10 – 20
– alungirea motorului 10 – 15
– micsoreaza al sistemului .
sistemul de ungere al motorului
In cazul in care GTC elice de elicopter situatie mai complicata ………… reductorul are rol in transmiterea unei miscari a paletelor de elicopter .
O pala de elicopter are trei miscari .
Elice supersonica : 4000 -5000 …
Turbina sistemului asigura puterea necesara antrenarii compresorului dar si elicei atunci la are valori mari . Ceea ce inseamna ca lucrul mecanic produs de turbina are real 500 – 700 kj/kg . Pentru realizarea acestui lucru mecanic se extrag din gazele de ardere cat mai multa energie . In acest scop doua fenomene :
1. Creste numarul de trepte de destindere a gazelor de ardere ( 2 – 8 ) trepte turbina grea , lungimea , se complica sistemul de racire .
– Exragand multa energie din gazele de ardere presiunea gazelor de ardere la isirea din turbina sa fie chiar mai mica decat presiunea exterioara supradestindere a gazelor de ardere . In aceste conditii se impune …. Sistemului de evacuare . In loc ca acesta sa accelereze gazele de ardere pentru a ……. O forta de reactie , acum sistemul de evacuare trebuie sa franeze gazele de ardere sursa consumatoare de forta de propulsie .
Schema de principiu :

I – elicea asigura componenta a prin tractiune
II – sistemul de comanda a pasului elicei
III – reductorul
IV – GTC – a doua componenta a prin tractiune . Asigura componta de reactie a camera de ardere . Constructiv elicea primeste putere de la turbina GTC . Din punct de vedere cum este antrenata elicea de turbina doua ………… :
1. elicea + ….. primesc puterea de la aceasta turbina solutie monorotor la MTP .
2. frecarea consuma putere (El , C ) primesc putere de la o turbina ……

Din punct de vedere al sensului in care se transmite …… de la turbina motoare birotoare se …….. in doua : – putere in amontele turbinei
– putere in avalul turbinei
a) cele doua grupe paralel
b) serie de ……
Indiferent de sistem cele doua grupuri au un singur element comun debitul de gaze care strabate ambele turbine este acelasi grupurile nu sunt legate mecanic gazodinamic .
a) aeronave de pasageri , marfa materiale mari?
b) aeronave mici , elicoptere puterea de la turbina ………. ( doua componente TC , T.El. alt reductor ; calculul elicei )
“ Turbina elicei este libera .”
Conditia de functionare :

1. toate mat. cu elice PUTERE . Puterea care se transmite de turbina elicei masurata la arborele elicei .
– 250 KW – 5000 KW .
2. Forta de reactie a sistemului – componenta de reactie a fortei de propulsie , reactie directa a fluidului asupra sistemului real ac. : la punct fix ( 1100 – 2000 N ) .
3. Forta de tractiune = acea componenta a fortei de propulsie? care se obtine prin reactie indirecta a fluidului asupra sistemului a elicei ( 20000 N – 200000 N ).
Intre si puterea efectiva exista o dependenta .
= f( )
puterea pe care o transmite elicea aerului EL AER
= puterea pe care o primeste aerul de la elice

H = 0 , v = 0
= 0

Cum

4. Forta de propulsie a sistemului :

5. Puterea echivalenta – daca intreaga forta a sistemului este forta de tractiune ( la arborele elicii ).

…… care primit-o comp intre MTP si MTR
6.
7. Forta de propulsie specifica a sistemului :
(500 m/s – 2000 m/s )
8. Puterea echivalenta specifica :

9. cat combustibil se consuma pentru a obtine timp de 1 h? un KW

10. Consumul specific de combustibil :
combustibil pentru a produce in timp de 1 h o de 1 N .

11.

Ciclul real :

o distributie optima la care e maxima

Aceasta distributie :

energia ideala pe care turbina o transmite elicei

– energia reala pe care o transmite turbina elcei
– energia totala reala pe care o transmite turbina elicei
– energia reala pe care o transmite turbina elicei culeasa in ………..
– la arborele elicei =

a) v

b) – motorul distribuie mai multa energie ajutajului de reactie .
– tirbina ofera elicei mai multa energie dispozitivului pentru a o folosi .
In functie de gradul de ……. a energiei disponibile de catre ajutaj sau elice , motorul isi distribuie energia disponibila catre acea stare de proces care o foloseste mai bine – se autoregleaza in zbor .
Elice cu pas …… autoreglabil la oricare regim de zbor , oricare regim de functionare a motorului .
Motorul se automodeleaza fata de conditiile de zbor .

Influenta factorilor funct. asupra motorului :
1)
2)
3)

1)

La punct fix in turbina are loc o destindere completa a gazelor de ardere .

a)

 variaza liniar cu , creste liniar cu temperatura .
 intodeauna o temperatura minima sub care motorul poate functiona deoarece turbina nu poate puterea necesara invingerii tuturor rezistentelor gazodinamice din sistem .
 temperatura maxima este mica in comparatie cu temperatura gazelor de ardere la MTR , deoarece motorul nu dispune de un debit de aer suficient de mare care sa permita o racire ….. a turbinei .
 debite mult mai mici
 nu avem aer pentru a raci turbina din cauza acestui inconvenient motorul turbopropulsor nu poate realiza puteri mici , la puteri mici debitul de aer este mic , ar fi nevoie de o temperatura foarte mare care depaseste temperatura la care se topesc paletele turbinei .
Motorul cu piston nu poate realiza puteri mari creste masa motorului . b)

 ……….. realizat la MTP se constata ca el se afla in afara domeniului real .
 nu constituie un criteriu efectiv de utilizare
c)

 influenteaza puterea efectiva
 infuenteaza mai puternic decat

2. FRSP=(1+mC)C5-V

FRSP=f
a. FRSP=f constant.

Forţa de reacţie specifică FRSP creşte odată cu creşterea temperaturii .
Influenţa temperaturii asupra forţei de reacţie este mai mică decât în cazul MTR.
Cu cît gradul de comprimare este mai mare, cu atât influenţa temperaturii asupra forţei creşte.
b. FRSP=f constant.

La o temperatură constantă, forţa de reacţie FRSP creşte continuu cu gradul de comprimare .
Cu cât temperatura este mai mare, cu atât influenţa gradului de comprimare asupra forţei FRSP creşte.
Nu există o valoare optimă a gradului de comprimare pentru care forţa să aibă un maxim.
Randamentele celor două maşini influenţează forţa de reacţie, dar influenţa cea mai mare o are randamentul turbinei, .
3. Consumul specific de combustibil

CSP ef =f
c. CSP ef =f constant.

Creşterea temperaturii implică scăderea consumului specific de combustibil CSP.
Cu cât gradul de comprimare este mai mare cu atât influenţa temperaturii asupra consumului specific de combustibil CSP este mai redusă.
O deosebire faţă de MTR este aceea că temperatura nu are o valoare optimă.
d. CSP ef =f constant.

Pentru o temperatură constantă există un grad de comprimare economic, .
Pentru temperaturi mari creşte gradul de comprimare şi scade valoarea minimă a consumului specific de combustibil, CSP.
are valori uşor superioare faţă de , deci gradul de comprimare nu este un criteriu de reducere al consumului efectiv de combustibil.
Creşterea valorilor randamentelor motorului asigură o scădere a consumului specific de combustibil CSP. Influenţa cea mai mare din aceste punct de vedere o are turbina.

Studiul caracteristicilor de exploatare a MTP

Vom studia influenţa vitezei, altitudinii de zbor şi a parametrilor funcţionali ai motorului (turaţia n, pasul elicei ) asupra performanţelor fundamentale ale motorului: Pef, FR, CSP ef .
Pentru că între turaţia motorului şi pasul elicei există o anumită legătură, n=f( ), deci putem defini trei familii de caracteristici de exploatare:
1. Caracteristica de viteză, CV
2. Caracteristica de înălţime, CH
3. Caracteristica de turaţie, CT (pentru elicopter se defineşte caracteristica de sarcină, CS)
Pentru un motor MTP există două soluţii în ceea ce priveşte destinderea gazelor în turbină:
A. Destinderea gazelor în turbină este completă la orice regim de zbor şi la orice regim de funcţionare a motorului (P4 = PH). Motorul MTP cu destindere completă echipează în mod uzual elicopterele.
B. Destinderea gazelor în turbină este constantă la orice regim de zbor şi la orice regim de funcţionare a motorului şi este completă doar la punct fix. Motoarele MTP cu destindere constantă furnizează puteri foarte mari (este similar motorului turboreactor).

I. Caracteristica de viteză reprezintă un ansamblu de curbe ce cuprinde variaţia performanţelor Pef, FR, CSP ef în funcţie de viteza de zbor, pentru o altitudine de zbor constantă şi o turaţie a motorului constantă şi egală cu turaţia nominală.

Bazele fizice ale acestei caracteristici sunt:

A.
constant,

Se reprezintă ciclul real al motorului pentru două viteze de zbor şi aceeaşi înălţime. Din compararea celor două cicluri rezultă:
- la mărirea vitezei de zbor creşte energia potenţială a gazelor de ardere la intrarea în turbină, şi în condiţiile destinderii complete a gazelor de ardere, va rezulta o creştere a lucrului mecanic produs de gaze în turbină, creştere proporţională cu creşterea vitezei de zbor. Rezultă că puterea PSP ef se măreşte odată cu creşterea vitezei de zbor.
FR SP  C4 – V, unde C4 este viteza gazelor de ardere la ieşirea din turbină.
Deoarece lucrul mecanic produs de turbină, , este mult mai mare, va trebui ca pentru a-l realiza, în secţiunile de arie minimă (3’, 5’) regimul de curgere să fie întotdeauna critic. Astfel, perturbaţiile exterioare ale mediului nu vor influenţa niciodată regimul de curgere prin turbină: şi deci forţa de reacţie FR SP scade liniar cu viteza.
Forţa de reacţie FR scade continuu la creşterea vitezei de zbor.

 CSP ef scade la creşterea vitezei.
B.

Pef are o creştere mai lentă decât la varianta A.

Forţa de reacţie FR are valori mai mari decât la varianta A.
Tendinţa de scădere a evoluţiei consumului specific de combustibil CSP este mai aplatizată faţă de varianta A.

II. Caracteristica de înălţime reprezintă un ansamblu de curbe care cuprinde variaţia performanţelor Pef, FR, CSP ef în funcţie de altitudinea de zbor, pentru o viteză de zbor constantă şi o turaţie a motorului constantă şi egală cu turaţia nominală.

Din punct de vedere fizic interesează evoluţia în troposferă.
Influenţa altitudinii de zbor asupra lucrului mecanic produs de turbină, , se poate afla dacă se reprezintă ciclul real al motorului pentru două altitudini de zbor în troposferă.
A. La creşterea altitudinii de zbor scade energia potenţială a gazelor de ardere la intrarea în turbină, în condiţiile în care temperatura maximă rămâne neschimbată. Destinderea gazelor fiind completă în turbină, ea va compensa scăderea presiunii gazelor de ardere în turbină şi se obţine o uşoară creşterea lucrului mecanic produs de turbină, , odată cu creşterea altitudinii de zbor.

Pef scade cu creşterea altitudinii de zbor.
Viteza gazelor de ardere la ieşire din turbină C4 nu depinde de variaţia de altitudine, astfel încât pentru o viteză constantă de evoluţie forţa de reacţie FR SP este invariantă la variaţia de altitudine.
Excesul de aer, , scade odată cu creşterea altitudinii de zbor. Puterea specifică creşte uşor odată cu creşterea înălţimii. Consumul de combustibil CSP ef creşte la mărirea altitudinii de zbor.
B.

Pef a motorului scade la creşterea altitudinii de zbor mai puternic decât în cazul variantei A. Forţa de reacţie FR scade uşor cu creşterea altitudinii de zbor, scăderea fiind însă mai lentă decât în cazul variantei A. Consumul de combustibil CSP creşte odată cu creşterea înălţimii de zbor, însă mai lent decât în cazul variantei A.

A.
, ,
, ,
 ,




B.

III. Caracteristica de turaţie reprezintă un ansamblu de curbe care cuprinde variaţia performanţelor Pef, FR, CSP ef în funcţie de turaţia motorului, pentru o viteză şi o altitudine de zbor constante.

Caracteristica de turaţie are două moduri de apreciere în funcţie de dotarea motorului cu o elice cu pas variabil sau fix:
. MTP dotat cu o elice cu pas fix, rezultând astfel o caracteristică de turaţie CT;
. MTP dotat cu o elice cu pas variabil, rezultând astfel o caracteristică de sarcină CS;
Diferenţa se face deoarece în cazul unei elice cu pas fix, puterea efectivă a motorului este puterea absorbită de elice (Pef =Pel).
. Caracteristica de turaţie CT
Din punct de vedere fizic la creşterea turaţiei grupului turbocompresor are loc o creştere a debitului de aer care traversează sistemul, dar şi o creştere a debitului de combustibil care se injectează în camera de ardere. Astfel temperatura creşte rezultând o creştere a lucrului mecanic al turbinei mult mai mare decât creşterea lucrului mecanic al compresorului . În acest mod creşte şi PSP ef.

Mărirea temperaturii influenţează viteza cu care gazele de ardere părăsesc turbina C4. Astfel are loc şi o creştere a vitezei de evacuare a gazelor de ardere din ajutajul de reacţie C5, deci la mărirea turaţiei grupului turbocompresor are loc o creştere a forţei de reacţie FR SP.
Pentru constant rezultă .
Regimurile de funcţionare ale motorului sunt:
1. Regimul maxim, caracterizat de parametrii următori:

2. Regimul nominal pentru care Pef =(0,95-0,98)Pef max
3. Regimul de croazieră pentru care Pef =(0,8-0,9)Pnom
4. Regimul de mers în gol, caracterizat de parametrii următori:

. Caracteristica de sarcină CS
Elicea având pasul variabil, se poate construi câte o caracteristică de turaţie pentru fiecare pas al elicei în parte.

Pentru o elice cu pas variabil se poate obţine în câmpul acestor diagrame orice performanţă pentru sistem deoarece elicea dispune de două grade de libertate:
1. – parametri reglabili
2. n, – factori reglabili.
Debitul de combustibil se dozează din maneta de gaze a aeronavei.
Pasul elicei se reglează din maneta de comandă a pasului elicei.
Se propune o lege de comandă a pasului elicei la care să corespundă o lege de variaţie a performanţelor sistemului.
Se menţine constant pasul elicei pentru o turaţie n în intervalul nmin < n <nnom, = = ct. apoi pentru n = nnom caracteristica de sarcină are un aspect crescător.
Pentru o turaţie n în intervalul nmin < n <nnom, performanţele motorului se modifică dacă se modifică turaţia grupului turbocompresor prin intermediul manetei de gaze.
La n = nnom performanţele sistemului se modifică prin intermediul pasului elicei (maneta de comandă a pasului elicei).
Regimurile importante ale motorului sunt situate la aceeaşi turaţie. Ele se obţin modificând pasul elicei. Astfel motorul MTP funcţionează la o turaţie constantă indiferent de performanţele pe care trebuie să le furnizeze, având în acest mod o resursă de zbor mult mai mare.
Performanţe
, unde reprezintă turaţia relativă a sistemului, iar b reprezintă exponentul ce depinde de legea de comandă a pasului elicei (b = 3, , CT).

, unde a reprezintă exponentul de influenţă a turaţiei datorat debitului, .

,

, ,

b=3 în cazul motorului cu elice cu pas fix

Caracteristica universală CU reprezintă ansamblul de curbe care cuprinde variaţia parametrilor de similitudine ai performanţelor Pef, FR, CSP ef în funcţie de parametrii de similitudine ai regimului de zbor şi turaţia motorului.
pentru ct. Reprezintă caracteristica de viteză.
pentru M=ct. Reprezintă caracteristica de turaţie.

idem idem

idem

astfel se determină forţa de reacţie FR std.

About these ads

Leave a Reply

Fill in your details below or click an icon to log in:

WordPress.com Logo

You are commenting using your WordPress.com account. Log Out / Change )

Twitter picture

You are commenting using your Twitter account. Log Out / Change )

Facebook photo

You are commenting using your Facebook account. Log Out / Change )

Google+ photo

You are commenting using your Google+ account. Log Out / Change )

Connecting to %s