Silnik turboodrzutowy



Informacje, które udało nam się zgromadzić na temat Silnik turboodrzutowy, zostały starannie sprawdzone i uporządkowane, aby były jak najbardziej przydatne. Prawdopodobnie trafiłeś tutaj, aby dowiedzieć się więcej na temat Silnik turboodrzutowy. W Internecie łatwo zgubić się w gąszczu stron, które mówią o Silnik turboodrzutowy, a jednocześnie nie podają tego, co chcemy wiedzieć o Silnik turboodrzutowy. Mamy nadzieję, że dasz nam znać w komentarzach, czy podoba Ci się to, co przeczytałeś o Silnik turboodrzutowy poniżej. Jeśli informacje o Silnik turboodrzutowy, które podajemy, nie są tym, czego szukałeś, daj nam znać, abyśmy mogli codziennie ulepszać tę stronę.

.

Silnik turboodrzutowy to ukad napdowy, który przeksztaca potencja energii chemicznej zawartej w paliwie, zwizanej z utleniaczem, jakim jest powietrze z otoczenia, na energi kinetyczn , umoliwiajc wytworzenie siy reakcji w orodku ciliwym w kierunku przeciwnym do wyrzutu.

Ten typ silnika jest uywany gównie w samolotach komercyjnych lub wojskowych. Wytworzony cig wynika z przyspieszenia okrelonej iloci powietrza pomidzy wlotem (dysza wlotowa powietrza) a wylotem (dysza wyrzutowa). W celu wtrynicia dostatecznej iloci masowego powietrza, sprarka wlotowa zapewnia wzrost cinienia przy w przyblieniu staej prdkoci. Znaczne uwolnienie energii jest wtedy spowodowane spalaniem paliwa, zwykle nafty , w tlenie powietrza, które przepywa przez maszyn. Cz wytworzonej energii jest odzyskiwana przez turbin na wylocie komory spalania w celu napdzania niektórych akcesoriów, w tym sprarki umieszczonej tu za wlotem powietrza. Druga cz strumienia gorcego (dodawanego lub nie do przepywu zimnego w zalenoci od typu reaktora) wytwarza cig poprzez rozszerzenie w dyszy wyrzutowej.

Genera

Zasada dziaania silnika odrzutowego jest ju zaoony w drugiej poowie XIX th  wieku, ale od poowy XX th  century, e koszt / wydajno silnika odrzutowego czyni go szczególnie atrakcyjnym dla samolotów transportowych latania w obszarze wysokiej Subsonic ( pomidzy Mach 0,7 i 0,9), std jego stosowania w cywilnych statków powietrznych Airbus A3xx , rodziny Boeing B7xxetc.

Dziki przystosowaniu dysz wlotowych do pochaniania fal uderzeniowych w locie naddwikowym oraz zdolnoci do generowania prdkoci wyrzutu wikszych ni prdko dwiku poprzez dogrzewanie gazów poprzez dopalanie , s one w stanie pokry zakresy lotu od poddwikowego do naddwikowego . Stosowane s np. W samolotach bojowych ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon itp.).

Przemys turboodrzutowy jest gównym sektorem lotnictwa cywilnego i wojskowego, co czyni go wanym czynnikiem rozwoju technologicznego i potnym silnikiem ekonomicznym dla wielu przedsibiorstw przemysowych i handlowych. Jest to najnowoczeniejsza technologia, która znajduje si na skrzyowaniu wanych osigni w tak rónorodnych dziedzinach, jak metalurgia, elektronika, informatyka, niezawodno itp., A co za tym idzie, jest wielkim uytkownikiem bada stosowanych. Porednio jest równie we Francji czynnikiem autonomii w dziedzinie obronnoci.

Historyczny

Preambua przed drug wojn wiatow: pionierzy

Heinkel He 178 , pierwszy samolot zaprojektowany, aby by zasilany przez silnik odrzutowy i przejciu do jego testów.

Pierwszy turboodrzutowiec zosta zbudowany i zaprezentowany jako turbomigowy przez rumuskiego Henri Coand na pokazach lotniczych w 1910 roku . Podczas próby naziemnej jej wynalazca i pilot, zaskoczony jego moc, wycza silnik, ale bezwadno znacznie wiksza ni silnika migowego powoduje, e samolot i tak startuje, po czym pozbawiony napdu lduje nagle i czciowo oparzenia. Coand wraca do napdu migowego , ale kontynuuje studia, a jego przygoda bdzie ródem odkrycia efektu Coandy .

Silnik Coandy jako pierwszy zainspirowa francuskiego Maxime'a Guillaume'a , który jako pierwszy zoy plik, patent na napd poprzez reakcj na powietrze, patent, który uzyska . Niemniej jednak nie nastpi adna konstrukcja, poniewa wymagaoby to znacznego postpu technicznego w zakresie sprarek i materiaów.

W latach trzydziestych XX wieku nowe silniki turboodrzutowe zostay zaprojektowane, mniej wicej jednoczenie, ale niezalenie, przez Franka Whittle'a w Anglii i Hansa von Ohaina w Niemczech . Whittle, inynier aeronautyki, wstpi do Królewskich Si Powietrznych w 1928 roku i wykona swoje pierwsze loty jako pilot w 1931 roku . W wieku 22 lat po raz pierwszy wyobrazi sobie samolot napdzany bez migie i bezskutecznie próbowa uzyska wsparcie finansowe od wojska na rozwój swojego pomysu. Nastpnie pozostawa sam w rozwoju tego silnika i wyobraa sobie uycie dwóch turbin, jednej na wlocie do doprowadzania powietrza do komory spalania, a drugiej do mieszania paliwa z powietrzem.

W 1935 roku , dziki prywatnym darowiznom, zbudowa pierwszy prototyp turboodrzutowy i przetestowa go na stanowisku badawczym w. W.1 , pierwsze silniki turboodrzutowe dla maych samolotów eksperymentalnych, zostaa wydana w dniuna Power Jets Ltd. , z którym zwizany jest Whittle. W, Gloster Aircraft Company zostaje wybrana do opracowania samolotu napdzanego przez W.1. W ten sposób   Pioneer   wykona swój pierwszy lot.

Von Ohain posiada doktorat z fizyki na Uniwersytecie w Getyndze w Niemczech. Producent samolotów Ernst Heinkel wezwa uniwersytet do opracowania nowego typu napdu lotniczego. Odpowiadajc na wezwanie, Von Ohain wpad na pomys silnika, którego spalanie odbywa si w cyklu cigym iw 1934 roku zoy patent na silnik napdowy podobny do tego Whittle'a na rysunku, ale rónicy si od silnika. Von Ohain wykona pierwszy samolot turboodrzutowy na Heinkel He 178 w 1939 roku , pierwszym samolocie zaprojektowanym do napdzania tego typu silnikiem.

Okoo drugiej wojny wiatowej

Pierwsze silniki turboodrzutowe zaprojektowane przez Whittle i Von Ohain zostay zaprojektowane z wykorzystaniem technologii sprarek odrodkowych . Te silniki turboodrzutowe maj t wad, e wymagaj silnika o duej rednicy, aby móc prawidowo spra powietrze na wlocie do silnika turboodrzutowego, co zwiksza rednic ich kaduba i szkodzi ich osigom, w szczególnoci ich maksymalnej prdkoci. W 1940 roku Anselm Franz opracowa silnik turboodrzutowy oparty na zasadzie sprarek osiowych, których przednia cz bya znacznie mniejsza, a sprawno lepsza. W ten sposób Junkers Jumo 004 sta si w 1944 roku nie tylko pierwszym nowoczesnym silnikiem turboodrzutowym, ale take pierwszym seryjnie produkowanym.

Pierwszymi masowo produkowanymi samolotami turboodrzutowymi byy myliwsko-bombowce , takie jak Messerschmitt Me 262 Schwalbe , napdzane przez Jumo 004A, uywane pod koniec II wojny wiatowej . Ich konstrukcj uatwia wyduony ksztat i maa rednica osiowych silników turboodrzutowych. Po wojnie silniki turboodrzutowe stay si powszechne, zarówno w lotnictwie wojskowym, jak i cywilnym, a take silniki turbomigowe , zaprojektowane w bardzo podobnej technologii, do napdu migie. Alianci buduj du liczb nowych silników odrzutowych, Me P.1101  (in) jest prawdopodobnie najbardziej zaawansowany.

De Havilland Comet , pierwszy komercyjny turboodrzutowe samoloty, wystartowa w 1953 roku w barwach BOAC . Jednak ten model samolotu uleg wypadkom z powodu osiganych duych wysokoci i niezdolnoci do utrzymania prawidowego cinienia podczas lotu.

Tym niemniej ci pierwsi owcy zostan ukarani przez kruche silniki i okrutny brak mocy. Bell P-59 Airacomet , pierwszy samolot odrzutowy myliwiec zaprojektowany w Stanach Zjednoczonych , nigdy nie zosta zatrudniony w misjach bojowych z powodu jego sabych wyników (saby, le zwrotny przy niskich prdkociach, etc.). Ju w 1945 roku pojawi si pierwszy samolot hybrydowy. Urzdzenia te, podobnie jak Ryan FR Fireball , s rzeczywicie napdzane silnikiem turboodrzutowym i tokowym . Niektóre samoloty s nawet wyposaone w reaktory silnikowe, które umoliwiaj skojarzenie silnika tokowego z zarodkiem turboodrzutowym. Ponadto poszukiwanie coraz wyszych prdkoci bdzie ródem w latach szedziesitych XX wieku nowej hybrydyzacji: turboodrzutu zwizanego z silnikiem strumieniowym . Nord 1500 Sp II dziaa na tej zasadzie. Silnik turboodrzutowy dziaa podczas startu, podczas gdy silnik odrzutowy przejmuje kontrol w locie przelotowym.

W konsekwencji cigy rozwój silników turboodrzutowych sta si powanym problemem, zarówno wojskowym (z punktu widzenia obrony, ataku i siy odstraszania), jak i cywilnym. Zaprojektowany przez McDonnell Douglas The F-4 Phantom II to samolot wojskowy USA najwaniejszym w XX th  wieku i bojownika Zachodniej zosta najbardziej produkowanego od wojny koreaskiej . Napdzany dwoma turboodrzutami General Electric J79 , jest jednym z nielicznych samolotów, które s znane ze swojej ywotnoci i umiejtnoci misji. Z cywilnego punktu widzenia De Havilland Comet jest pierwszym komercyjnym samolotem napdzanym silnikami turboodrzutowymi. Wystrzelony w 1949 roku , od dawna synie z serii wypadków w trakcie lotu, które uwydatniy zjawisko zmczenia strukturalnego w lotnictwie.

1950 - 1980: poszukiwanie wydajnoci

Poszukiwanie wyszych osigów z punktu widzenia cigu skupia si zasadniczo na dwóch ciekach: zwikszeniu stopnia sprania - sprarki odrodkowe i pierwsze sprarki osiowe prawie nie osigaj stopnia 6 - oraz podwyszeniu temperatury wyrzutu. W Stanach Zjednoczonych w 1953 roku General Electric opracowa J79 , którego sprarka miaa 17 stopni, z których 6 miao zmienn czstotliwo. Ten ostatni zostanie wyprodukowany w 16 500 egzemplarzach. W 1949 roku firma Pratt & Whitney opracowaa pierwszy reaktor z podwójn luf, co doprowadzio do opracowania wojskowego J57 uywanego w Boeingach B-52 i KC-135 , a take Douglas Skywarrior .

W sektorze cywilnym pod nazw JT3C bdzie oryginalnym paliwem napdowym dla Boeingów 707 i Douglas DC-8 i cznie zostanie wyprodukowanych 21 200 jednostek. W Wielkiej Brytanii Bristol opracowa od 1949 roku Olympus o podobnej technologii. Pocztkowo zapewni si cigu 5000  daN, osigajc okoo 6000 w 1957, prawie 8000 w 1960 i ostatecznie 9000  daN . Wyposaony w dopalanie , stanie si paliwem napdowym Concorde o nominalnym cigu 17 240  daN .

We Francji Snecma opracowuje seri Atar , której kulminacj bdzie 9C przy 6400  daN , i wyposaona w Mirage III i 5 . Ostatecznie ZSRR wyprodukowa Mikulin AM-5 , AM-9 i RD-9, w które wyposaono myliwce MiG-19 i Jak-25 . Bombowce Tu-16 i transport cywilny Tu-104 s wyposaone w opracowany przez Mikouline AM-3  (en), który, cho wykorzystuje technologi unibody, osiga prawie 10 000  daN .

Szok olejowy

General Electric TF39 , jeden z pierwszych dwuprzepywowych silników turbowentylatorowych z wysokim wspóczynnikiem rozcieczenia.

Poza Concorde, naddwikowe samoloty komercyjne s ograniczone do prdkoci poddwikowych . Dlatego zwikszenie cigu jest konieczne tylko do napdzania ciszych i ciszych samolotów. Po szoku olejowym badania koncentruj si na silnikach, których jednostkowe zuycie paliwa - stosunek zuycia paliwa do uzyskiwanego cigu - jest jak najnisze. Konkurencja okazuje si bardzo silna midzy trzema gównymi producentami silników - Rolls-Royce w Wielkiej Brytanii, Pratt & Whitney w Stanach Zjednoczonych i CFM , konsorcjum midzy amerykaskim General Electric i francusk Snecm - a to tym bardziej. jak Boeing czy Airbus pozostawi wybór napdowy do linii lotniczych. Rozwój w zwizku z tym dotyczy gównie nowego typu silnika turboodrzutowego, turboodrzutowego lub bocznikowego, który mona uzna za porednik midzy silnikiem turboodrzutowym a turbomigowym (patrz Napd samolotu ). Pierwszy projekt zosta przeprowadzony przez firm Rolls-Royce za pomoc Conwaya, a pocztkowy stopie rozcieczenia 0,3 nastpnie zwikszono do 0,6.

Pierwsza generacja turbowentylatorowe turbowentylatorowe silniki w duym rozcieczeniu i niezabudowana z istniejcych elementów pozwolio wyposay Lockheed C-5 Galaxy z US Air Force z General Electric TF39 , który osign ide 19000  daN . Z tego reaktora wywodzi si CF6 , cywilny model znajdujcy si w DC-10 , Airbus A300 i Boeing 747 . Za nimi podyli dwaj konkurenci, Pratt & Whitney i Rolls-Royce, JT9D i RB.211 o porównywalnych osigach.

Samolot Trinôme, reaktor, misja

Samolot i misja to wspólny mianownik w rozwoju rodziny silników turboodrzutowych. W przypadku tego samego modelu samolotu kilku producentów moe opracowa silniki o tej samej gamie i tym samym podzieli rynek dla tej serii.

Kryteria statku powietrznego brane pod uwag w pierwszej kolejnoci to:

  • liczb pasaerów do przewozu;
  • odlego do pokonania;
  • opata rynkowa;
  • maksymalna masa startowa;
  • pusta masa;
  • objto paliwa;
  • Liczba Macha podczas przelotu;
  • wysoko przelotowa;
  • powierzchnia skrzyda.

Przewidziane typy misji transportu cywilnego mog by nastpujce:

  • krótkodystansowy R <2800  km (krajowa Europa);
  • krótkie i rednie odlegoci 2800  km <R <5500  km (w USA);
  • redniodystansowy 5500  km <R <8.300  km (Europa - Afryka);
  • dugodystansowy 8.300  km <R <11.100  km (Europa - Stany Zjednoczone);
  • bardzo dugodystansowy 11,100  km <R (Europa - Azja i Stany Zjednoczone - Azja).

R jest promieniem dziaania.

W przypadku operacji wojskowych czas lotu moe waha si od 40  minut do kilku godzin w przypadku kradziey z kanistrami lub tankowania podczas lotu.

Typowy profil misji transportu cywilnego mona podzieli na kolejne fazy, takie jak:

  1. Koowanie;
  2. Startuj do 10  m  ;
  3. Podnoszenie i przyspieszenie 460  m - 410  km / h  ;
  4. Wspinaj si 460  km / h  ;
  5. Przyspieszenie do prdkoci wznoszenia;
  6. Wspina si;
  7. Rejs ( maks. 12200  m );
  8. Zejcie;
  9. Spowolnienie do 460  km / h  ;
  10. Zejcie z prdkoci 460  km / h  ;
  11. Podejcie i ldowanie;
  12. Koowanie

Dobór silnika turboodrzutowego jest zatem syntez wszystkich tych obiektywnych kryteriów i dlatego wymaga bardzo dogbnego zbadania potrzeb klienta.

Gówne dylematy aeronautyki

Aby sprosta potrzebom klienta, producent silnika musi opracowa silnik, który jest:

  1. Lekki, ale mocny
    1. aby zwikszy adowno
    2. zmniejszy mas pobieranego paliwa
    3. dopuszczenie cigu kilkudziesiciu ton przy silnikach o masie zaledwie kilku ton
    4. mie elementy wytrzymae na siy setek ton przy wadze zaledwie kilkuset kilogramów
  2. Bezpieczne i niezawodne
    1. Jedna awaria operacyjna maksymalnie co 300 000  godzin
    2. Naprawa co 15 000  godzin
  3. Konkurencyjny pod wzgldem handlowym
    1. Cichy i nisko zanieczyszczajcy
    2. Niedroga konserwacja
    3. Najnisza moliwa cena za przewoony kilogram

Zwikszona techniczno i zoono silników

General Electric CF6 , podwójny-flow, dwukrotnie lufa turboodrzutowe.

Dzisiejsze turboodrzutowe maszyny s niezwykle zoonymi maszynami, czcymi du liczb podsystemów. Opracowanie nowego silnika wymaga znacznych zasobów ludzkich, technologicznych i finansowych, które maj tylko nieliczne rzadkie firmy na wiecie: General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney i NPO Saturn po najwaniejsze. Silniki turboodrzutowe s uywane we wszystkich rednich i duych samolotach cywilnych, poniewa jako jedyne s w stanie ekonomicznie osiga prdkoci transoniczne (od 0,8 macha do mach 1). Tylko mae samoloty pasaerskie i mikroloty s nadal wyposaone w tokowe silniki wybuchowe .

Produkcja i eksploatacja turboodrzutowego silnika wymagaj najbardziej zaawansowanej wiedzy technicznej naszych czasów, takiej jak mechanika pynów , termodynamika , materiaoznawstwo , automatyka, a nawet akustyka . Co wicej, na pokadzie samolotu, cywilnego czy wojskowego, turboodrzutowiec jest nie tylko paliwem napdowym. Dostarcza równie ca energi dostpn na pokadzie w postaci elektrycznej, hydraulicznej i pneumatycznej oraz zasila ukad zwikszania cinienia i klimatyzacji. Jednostka silnikowa jest wic czsto nazywana generatorem mocy lub   zespoem napdowym   . Jeeli sprawno i niezawodno tych silników znacznie si poprawia od czasu ich powstania, ich koszt jest bardzo wysoki i generalnie stanowi, w przypadku samolotu cywilnego, jedn trzeci cakowitego kosztu urzdzenia . [ref. niezbdny]

Aplikacje i producenci

Dragster autorstwa Vincenta Perrota na Mulhouse Automobile Festival 2009.

Prawdopodobnie mniej znane ogóowi spoeczestwa silniki turboodrzutowe znajduj zastosowanie w pojazdach ldowych. Thrust SSC , naddwikowych ziemia pojazd trzyma absolutny rekord prdkoci jazdy ze redni 1,227.985  km / h , jest zasilany przez dwie dopalacz turboodrzutowe rozwijajcych moc okoo 106.000  KM . Istniej równie turbomotorowe wersje dragsterów , zwane samochodami odrzutowymi , ale nie mog one uczestniczy w adnych mistrzostwach i s tylko przedmiotem pokazów.

Ze wzgldu na ich zdolno do ekonomicznego osigania prdkoci transonicznych (od 0,8 macha do mach 1) silniki turboodrzutowe s stosowane gównie w samolotach wojskowych i cywilnych. Wszystkie samoloty z ponad 110 miejscami, produkowane przez Airbusa i Boeinga , s wyposaone w silniki turboodrzutowe. Czterech gównych producentów wyposaa te samoloty, a mianowicie amerykaskie General Electric i Pratt & Whitney , brytyjski Rolls-Royce i francuskie Safran Aircraft Engines . Do tego dochodz jeszcze trzy inne firmy: niemieckie MTU Aero Engines , woskie Avio i japoskie JAEC , które uczestnicz w produkcji reaktorów wspólnie z "duymi".

W ten sposób Safran Aircraft Engines wspópracuje z General Electric w ramach CFM International , spóki joint venture, której wacicielami s równorzdni partnerzy, gównie w celu wyposaenia rodziny Airbusa A320 i Boeinga 737 . Podobnie JAEC i MTU Aero Engines uczestnicz we wspólnej spóce International Aero Engines z Rolls-Royce i Pratt & Whitney. International Aero Engines jest w 32,5% wasnoci Rolls-Royce'a, 32,5% Pratt & Whitney, 23% JAEC i 12% MTU. Produkuje reaktory przeznaczone wycznie dla Airbusa z rodziny A320. Wreszcie General Electric i Pratt & Whitney poczyy siy w ramach joint venture 50/50 Engine Alliance , aby wyposay Airbusa A380 , konkurujcego z Rolls-Royce'em.

Plik , Avio podpisao umow przemysow z amerykaskim producentem silników lotniczych Pratt & Whitney na dostaw nowego silnika Pure Power PW1500G .

Techniczny

Preambua

A do ostatnich dziesicioleci migo miao monopol na napd samolotów, ale zjawiska dwikowe ograniczajc uycie do prdkoci poniej 720  km / h , czyli 200  m / s , trzeba byo wprowadza innowacje, aby jecha. do -z. Druga wojna wiatowa przyspieszya rozwój nowego ukadu napdowego, nie zmieniajc pierwotnej zasady opartej na zasadzie akcji-reakcji prowadzonej w medium ciliwym jakim jest powietrze atmosferyczne.

Ten nowy system mona uzna za rur, w której powietrze wpywa z prdkoci V0 i opuszcza je z prdkoci V1 wiksz ni V0 . Z tego punktu widzenia reaktor nie róni si od migie poza tym, e podczas przechodzenia przez reaktor powietrze jest sprane, a jego temperatura znacznie wzrasta przed dotarciem do komory spalania. Druga rónica w stosunku do miga polega na tym, e powietrze jest kierowane przez ciany, co umoliwia wyrzut z prdkoci naddwikow. Ostatni zasadnicz rónic w stosunku do ruby napdowej, która dostarcza energi do powietrza pdnego tylko poprzez mechaniczne dziaanie opatek, jest to, e w reaktorze prdko wyrzutu uzyskuje si poprzez spalanie paliwa (nafty) wtryskiwanego do powietrza pdnego. co, gównie dla prostego przepywu, pozwala na nagy wzrost objtoci przy prawie staym cinieniu w komorze spalania.

W przypadku silnika cieplnego i miga powietrze uywane do spalania i powietrze napdowe s oddzielone. W przypadku reaktora powietrze poczone ze spalaniem i powietrze napdowe s czciowo (przepyw podwójny) lub cakowicie poczone (przepyw pojedynczy). Mimo to prdko wyrzutu reaktorów, takich jak ruby napdowe, ma granic zwan granic metalurgiczn, któr w latach 80. mona byo ustali na poziomie 3500  km / h .

Ogólna obsuga

Silnik turboodrzutowy dziaa podobnie jak pdnik na zasadzie akcji i reakcji realizowanej w medium ciliwym, jakim jest powietrze otoczenia, i który zapewnia cig do przodu w reakcji na wyrzucenie oywionej masy gazu przy okrelonej prdkoci.

Ten nacisk jest konsekwencj:

  1. rónica pdu midzy wprowadzanym powietrzem a wyrzucanymi gazami w jednostce czasu;
  2. rónica cinie midzy paszczyzn wylotow dyszy a nieskoczonoci w gór.

Ta sia reakcji powoduje, e silnik porusza si do przodu (std okrelenie silnik odrzutowy ), a tym samym pojazdu, do którego jest przymocowany.

Podstawowa zasada

Dua masa powietrza wpywajcego do reaktora z prdkoci V1 i wychodzcego z prdkoci V2, tak e V2 >> V1 wytwarza si reakcji, która jest wykorzystywana jako napdowa sia cigu.

Powietrze uywane do napdu jest wpuszczane przez dysz wlotow, która moe mie zmienn geometri w niektórych samolotach, aby umoliwi lot naddwikowy.

Zassane przez wentylator, a nastpnie sprone przez sprark osiow (lub odrodkow w niektórych silnikach) powietrze jest podgrzewane i czciowo (lub prawie cakowicie) przepywa przez komor spalania, gdzie jest mieszane z rozpylon nafty, która zapala si samorzutnie (praca nominalna).

W wyniku tego spalania nastpuje wówczas silna ekspansja spalonych gazów, której cz poprzez ich rozpranie si w turbinie umoliwia napdzanie sprarki, wentylatora i osprztu niezbdnego do pracy reaktora.

Pozostae gazy spalane w wyniku przemiany termodynamicznej wytwarzaj energi cinienia w turbinie, a nastpnie energi kinetyczn za pomoc efektu Venturiego w dyszy , której przekrój moe by zmienny w zalenoci od obwiedni lotu (zbieny w poddwikowym lub rozbieny w naddwikowym ) w celu osign cig pozwalajcy statkowi powietrznemu na ruch do przodu.

Przepyw powietrza w silniku jest utrzymywany poddwikowo w caym zakresie lotu, a silnik pracuje tak dugo, jak dugo wtryskiwane jest paliwo.

Cykl termodynamiczny

Silnik turboodrzutowy odpowiada dwóm zasadom termodynamiki:

- pierwsza zwana zasada energii, która odnosi si do systemu przechodzcego ze stanu pocztkowego do stanu kocowego z zachowaniem masy. Zmiana stanu tego systemu uwzgldnia wymian z zewntrzem w postaci Pracy lub Ciepa. Energia na jednostk masy ukadu gazowego nazywana jest entalpi, a energia dostarczana w postaci pracy lub ciepa przez generator gazu turboodrzutowego jest proporcjonalna do masowego natenia przepywu pynu przepywajcego przez maszyn i do zmian entalpii pod wpywem tego pynu.

Dla sprarki i turbiny zmiana entalpii bdzie rzeczywista, natomiast dla wlotu powietrza i dyszy wyrzutowej bdzie wynosi zero.

- druga, oparta na pojciu entropii lub energii uytkowej, podkrela nieodwracalno transformacji, a tym samym utrat energii, której podlega pyn podczas przechodzenia przez maszyn.

Silnik turboodrzutowy to silnik:

  • termiczny;
  • aerobik;
  • powstay wokó gazowej maszyny przepywowej.

Cykl ten skada si z odwracalnego sprania adiabatycznego , nieodwracalnego spalania izobarycznego (reaktor jest uwaany za ukad otwarty), odwracalnego rozszerzania adiabatycznego i odwracalnego chodzenia izobarycznego.

Cykl termodynamiczny turboodrzutowego obejmuje cztery etapy, w których powietrze podlega fizycznym lub chemicznym modyfikacjom:

  1. denie;
  2. kompresja;
  3. spalanie;
  4. spust / wyrzut.

Te cztery fazy cyklu termodynamicznego zachodz jednoczenie w rónych miejscach, w przeciwiestwie do czterech suwów silnika spalinowego, które maj miejsce w tym samym miejscu (w tym samym cylindrze) iw rónym czasie.

Aby zapewni zakoczenie tego cyklu, silnik turboodrzutowy (jednoprzepywowy) skada si z dwóch czci:

  • zespó sprarka-piec-turbina, który przeksztaca energi chemiczn paliwa w energi potencjaln spronych i gorcych gazów;
  • dysza wyrzutowa, która przeksztaca energi cinienia dostarczan przez generator gazu na prdko.

Schemat silnika turboodrzutowego

Cztery fazy cyklu termodynamicznego mona przedstawi za pomoc wykresów cyklu Braytona Cinienie / Objto i Cinienie / Temperatura, które pozwalaj zobaczy ewolucj charakterystyk powietrza przepywajcego przez silnik turboodrzutowy.

Podobnie jak silniki samochodowe, silnik turboodrzutowy wykonuje zatem cigy cykl czterofazowy - wlot, spranie, spalanie i rozpranie / wydech.

Na wykresie cinienie / objto kompresja jest teoretycznie adiabatyczna i powoduje wzrost cinienia i temperatury.

Moc potrzebna do napdzania sprarki jest funkcj masy przepywajcego przez ni powietrza oraz wzrostu temperatury pomidzy wlotem a wylotem sprarki.

Spalanie teoretycznie jest izobaryczne, ale w komorze cinienie nieznacznie spada, a temperatura gwatownie ronie. Cinienie w komorze nie jest cakowicie izobaryczne z powodu spadków cinienia.

Rozszerzanie jest teoretycznie adiabatyczne, ale cinienie i temperatura spadaj wraz ze wzrostem prdkoci.

W rzeczywistoci, poniewa powietrze nie jest gazem idealnym, mówi si, e spranie i rozszerzanie s politropowe.

Na wykresie cinienie / temperatura pojawia si uyteczna powierzchnia S i granica T4 . Aby zwikszy uyteczn powierzchni, konieczne jest zwikszenie stopnia sprania P3 / P2 lub obnienie temperatury granicznej T4 ograniczonej odpornoci temperaturow materiaów, z których jest wykonany.

Cig turboodrzutowy

Preambua

GE90-115B , najmocniejszy silnik lub silniki turboodrzutowe od 2009 r.

Asortyment rónych silników turboodrzutowych jest do szeroki, podobnie jak wartoci ich cigu. Najmniejszy turboodrzutowiec TRS 18-1 firmy Safran Power Units (dawniej Microturbo) w zakresie samolotów transportu cywilnego osiga od 120 do 160  daN , podczas gdy najwikszy, GE90-115B , produkowany przez General Electric, rozwija ponad 40 000  daN . Jeli chodzi o samoloty bojowe, zasig jest znacznie bardziej ograniczony. Pratt & Whitney F119, jeden z najpotniejszych reaktorów w tej dziedzinie, rozwija od 9800 do 15 600  daN , podczas gdy Snecma M88 w Dassault Rafale rozwija od 5000 do 7500  daN .

Pomiar cigu

Cig, który jest podstawowym dziaaniem paliwa dostarczajcego energi kinetyczn, jest si bdc reakcj na przyspieszenie przepywajcej przez niego masy powietrza.

Nacisk mona zmierzy na stanowisku badawczym, wykorzystujc równowag si w kontakcie z ruchomym wózkiem podtrzymujcym pdnik. Czujnik siy moe by ukadem hydraulicznym lub tensometrem sprzonym z elektronicznym ukadem pomiarowym.

Rozkad si cigu

Gówne wysiki s podzielone w nastpujcy sposób:

  • 60% do przodu na si reakcji sprarki;
  • 30% do przodu dla siy reakcji z komory spalania;
  • 10% do przodu dla siy reakcji wau;
  • 55% do tyu dla siy reakcji turbiny.

Daje to efektywny cig (si do przodu) na poziomie 45% cakowitej siy.

Obliczanie cigu

Cig mona obliczy na podstawie pomiaru przepywu powietrza oraz prdkoci wlotu i wylotu gazu, poniewa, jak we wszystkich silnikach odrzutowych, wynika on gównie z dwóch przyczyn:

  1. rónica pdu midzy wprowadzanym powietrzem a gazami wyrzucanymi w jednostce czasu;
  2. sia wynikajca z rónicy cinie wystpujcej midzy wylotem z dyszy a nieskoczonoci w gór.

Cig silnika turboodrzutowego wynosi zatem:

  1. proporcjonalny, pomijajc mas wtryskiwanego paliwa, do masowego natenia przepywu powietrza przez niego przepywajcego;
  2. rosnca funkcja prdkoci wyrzutu gazu na wylocie dyszy.

Jest :

  •  : Cig turboodrzutowy
  •  : Masowe natenie przepywu powietrza przechodzcego przez silnik turboodrzutowy
  •  : Prdko samolotu
  •  : Prdko wypywu gazu na wylocie dyszy
  •  : Sekcja wlotu powietrza do silnika turboodrzutowego
  •  : Sekcja dyszy wylotowej
  •  : Cinienie otoczenia w nieskoczonoci w gór
  •  : Cinienie statyczne na wylocie dyszy

Zapisuje si rónic pdu, pomijajc mas wtryskiwanego paliwa:

Rónica cinie midzy wylotem dyszy a nieskoczonoci przed zaworem prowadzi do napisania:

std wyraz pchnicia:

Termin jest na tyle may, e mona go pomin, a zmniejszon ekspresj cigu mona wyrazi za pomoc równa:

  1. W locie:
  2. Na ziemi w staym punkcie:

Gazy s przyspieszane w dyszy poprzez przeksztacanie energii potencjalnej cakowitego cinienia i temperatury cakowitej na energi kinetyczn na wylocie gardzieli dyszy. Dopóki dysza pracuje w trybie poddwikowym, cinienie statyczne w paszczynie wylotu jest równe cinieniu otoczenia. Jeli prdko gazu wzronie powyej Mach 1, wówczas cinienie statyczne w gardzieli staje si wiksze ni cinienie otoczenia i za nim powstaj fale uderzeniowe (piercienie na wylocie dyszy w reaktorach dopalania).

Prdko izentropowa na wylocie dyszy ma nastpujce równanie:

z:

  •  : Stosunek ciepa waciwego przy staym cinieniu i objtoci

Zatem, aby silnik turboodrzutowy móg wytworzy cig do przodu, prdko spalin musi by wiksza ni prdko samolotu.

Ten sam cig mona uzyska przy niszym nateniu przepywu i wikszej prdkoci wyrzucania gazu lub przeciwnie, przy wyszym nateniu przepywu przy niszej prdkoci. Jednak bardziej korzystne jest preferowanie przepywu ni prdkoci w przypadku prdkoci poddwikowych.

Uprawnienia i plony

Konieczne jest rozrónienie kilku poziomów mocy, a tym samym wydajnoci w dziaaniu turboodrzutowego:

Energia cieplna dostarczana do silników turboodrzutowych ze spalania paliwa i która jest wyraona iloczynem natenia przepywu paliwa i jego warto opaow. Jest to moc, jak mona by wydoby z paliwa, gdyby maszyna bya idealna, a co wyraa wzór:

z:

  •  : moc dostarczana przez paliwo
  •  : teoretyczna wydajno cyklu

Moc cieplna przekazywana do masy gazu w czasie jego przejcia przez urzdzenie i który jest wyraony wzorem:

Kinetycznej energii strumienia gazu wyrzucany z wylotu dyszy, i która jest wyraana za pomoc wzoru:

Moc napdow , która to moc pobierana z kinetycznej mocy wyrzucanych gazów e samolot faktycznie uytkuje i który jest produktem nacisku przez prdko powietrza samolotu

Na podstawie tych poziomów mocy okrela si kilka poziomów sprawnoci silnika turboodrzutowego:

Sprawno termodynamiczna (40%) bdca stosunkiem mocy termodynamicznej do energii dostarczonej przez paliwo, wyraona wzorem:

Sprawno cieplna (30%), która jest stosunkiem mocy kinetycznej strumienia gazu do mocy kalorycznej paliwa, jest wyraona wzorem:

Ta sprawno charakteryzuje sprawno maszyny w wytwarzaniu energii potencjalnie uytecznej do napdu. Sprawno t poprawia si poprzez podwyszenie temperatury przepywu opuszczajcego komor spalania w korelacji ze wzrostem stopnia sprania powietrza przed ni. Zmniejszenie spadków cinienia i zwikszenie sprawnoci zespou turbiny równie przyczynia si do ogólnego wzrostu tej sprawnoci.

Sprawno wewntrzna (80%) bdca stosunkiem mocy cieplnej do mocy termodynamicznej wyraona wzorem:

Sprawno napdu bdca stosunkiem mocy uytej do napdu do mocy kinetycznej strumienia (60% dla danego Vi) charakteryzuje sposób, w jaki energia wytworzona przez generator gazu jest faktycznie wykorzystywana do napdu. wydajno t poprawia si poprzez zmniejszenie prdkoci wyrzutu odrzutowca w celu dostosowania go do oczekiwanych osigów prdkoci samolotu.

Cakowita sprawno (od 20% do 25%), która jest stosunkiem wytworzonej energii do energii uwolnionej przez paliwo i któr mona wyrazi wzorem:

Paliwo, spalanie i zuycie

Paliwo

Paliwa do maszyn wirnikowych pojawiy si po raz pierwszy pod koniec II wojny wiatowej. Od tego czasu ewolucja ich specyfikacji opiera si na:

  • postp w technologii silników turbinowych;
  • zdolnoci produkcyjne okrelonego rodzaju paliwa.

Dwie gówne charakterystyki temperaturowe pozwalaj na rozrónienie stosowania rónych paliw:

  • temperatura zamarzania;
  • temperatura zaponu (zapon w obecnoci iskry).

W lotnictwie stosowane s róne paliwa:

  • Nafta JET A-1 / JET A / JP1, zwana take TR0, uywana przez wojsko, otrzymywana w drodze destylacji bezporedniej, o temperaturze zaponu powyej 38  ° C i krzepnicia poniej -41  ° C  ;
  • JET B / JP4 (szerokie cicie) lub TR4 uywane przez wojsko, które s produktami porednimi midzy nafty i benzyn, otrzymywane przez zmieszanie nafty i benzyny, których temperatura zaponu mieci si w zakresie od 25  ° C do 15  ° C  ;
  • Paliwo JP5 otrzymywane w drodze destylacji bezporedniej o temperaturze zaponu powyej 60  ° C, co pozwala na jego stosowanie na lotniskowcach dla maksymalnego bezpieczestwa.

Niektóre dodatki poprawiaj waciwoci tych paliw, takie jak:

  • przeciwutleniacze i dezaktywatory metali;
  • inhibitory korozji;
  • anty-lód;
  • rozpraszacz elektrycznoci statycznej.

Paliwem stosowanym w turboodrzutowych cywilnych i wojskowych gównie nafty , produkt naftowy otrzymuje si przez rafinacj olejów surowych i skada si z 86% dwutlenku wgla i 14% wodoru przy temperaturze zaponu o bezpieczestwo eksploatacji, które znajduje si w temperaturze okoo 41  ° C .

Spalanie

W przypadku silników turboodrzutowych spalanie jest reakcj chemiczn pomidzy paliwem skadajcym si z atomów wgla i wodoru, którego ogólny wzór to C x H y , a utleniaczem, którym jest powietrze z otoczenia.

Spalanie stechiometryczne

Mówi si, e mieszanka paliwowa jest stechiometryczna, gdy skadniki s w takim stosunku, e wszystkie uczestnicz w spalaniu. W tym przypadku jedynymi produktami spalania bd CO 2 i para wodna.

Stechiometryczne spalanie nafty w suchym powietrzu ma nastpujce ogólne równanie:

CxHy + (x+y/4) (O2 + 3,76N2)  x CO2 + y/2 H2O + 3,76 (x + y/4) N2

Dla x = 10 i y = 20, tj. Dla preparatu C 10 H 20 , otrzymujemy nastpujcy bilans masowy:

140 kg de kérosène + 2 058 kg d'air sec  440 kg de dioxyde de carbone + 180 kg de vapeur d'eau + 1 578 kg d'azote.

Ten typ spalania nie wystpuje obecnie w silnikach turboodrzutowych, a stosunek przepywu paliwa do przepywu powietrza, który wynosi 0,068 dla spalania stechiometrycznego, wynosi raczej 0,03 dla silnika wojskowego i 0,02 dla silnika cywilnego.

Prawdziwe spalanie

Powietrze zawiera nie tylko tlen, ale take azot ( N 2 ) i ladowe iloci rzadkich gazów (argonu itp.), Które pod koniec spalania znajduj si w postaci zanieczyszczajcych tlenków. Te zanieczyszczenia s dodawane do tlenku wgla ( CO) i wgiel ( C.) w postaci spalin powstaych w wyniku niepenego spalania paliwa.

Spalanie jest moliwe tylko od okrelonego poziomu temperatury i cinienia i wymaga minimalnej iloci tlenu. W gównej komorze spalania turboodrzutowego reakcja nie jest stechiometryczna, jest to spalanie ubogie z nadmiarem tlenu i obecnoci pary wodnej.

Tlen pozostaje w produktach spalania komory gównej, co pozwala silnikom wojskowym zasila dopalacz w celu wytworzenia nadmiernego cigu w wyszej temperaturze bez obawy o pogorszenie si jakoci obracajcych si czci.

Konsumpcja

Zuycie paliwa przez silniki turboodrzutowe, które ronie proporcjonalnie do cigu, ocenia si za pomoc parametru zwanego zuyciem jednostkowym, które stanowi stosunek zuycia paliwa do cigu uzyskanego dla danego silnika.

Przeoenie wikszoci silników najnowszej generacji w locie przelotowym wynosi 0,55 . Warto ta, dla Boeinga 777 wyposaonego w dwa GE90, pokonujcego 10000  km ze redni prdkoci 1800 l / 100 km, odpowiada okoo 5 l / 100 km na pasaera (dla 360 pasaerów), czyli tyle, co may samochód .

Jednak mae reaktory, ze wzgldu na bardzo uproszczon konstrukcj, maj wiksze jednostkowe zuycie [ ref.  podane] .

Ograniczenia operacyjne

Wykres cinie wokó opatek turboodrzutnika.

Silniki turboodrzutowe to maszyny o bardzo zoonej konstrukcji, które musz wytrzymywa intensywne obcienia termiczne, mechaniczne i wibracyjne oraz spenia wysokie wymagania eksploatacyjne. Charakterystyki nie s dokadnie podane przez producentów, ale temperatury pracy mona oszacowa midzy 200  ° C a 2000  ° C.

Dlatego te ograniczenia wymagaj materiaów odpowiednich dla kadego obszaru. Generalnie turbina wysokocinieniowa jest poddawana najtrudniejszym warunkom (wysokie temperatury i cinienia). Czci w tej strefie s na ogó oparte na stopie niklu i kobaltu . W chodniejszych obszarach stal i tytan s czciej uywane. Powierzchnie wewntrzne, w szczególnoci opatki i obudowy, s ponadto zabezpieczone powokami w celu zwikszenia trwaoci materiaów .

Ponadto rozwój silników turboodrzutowych zosta osignity przede wszystkim dziki mistrzowskiemu opanowaniu materiaów, z których zbudowana jest rura gazowa, poniewa s one najczciej uywane. Ta znajomo materiaów umoliwia uzyskanie czci o maksymalnej wytrzymaoci mechanicznej przy minimalnej wadze. Do dzi jest to jedno z zastosowa, które wymagaj najwyszej sprawnoci technicznej w dziedzinie materiaoznawstwa  : czci z tytanu , ostrza ze stopu monokrystalicznego, obróbka cieplna itp.

Budowa i wydajno

Silnik turboodrzutowy jest czci zespou zwanego GTR lub Turbojet Group, skadajcego si z tulei wlotu powietrza, która jest czci ogniwa samolotu i samego silnika turboodrzutowego, który napdza samolot. Silnik turboodrzutowy skada si z nastpujcych podstawowych elementów:

  1. osona wlotu zwana równie obudow wlotow (która w przypadku reaktorów z podwójnym przepywem zawiera wentylator w miejscu pocztkowym wikszoci cigu);
  2. kompresor umoliwiajcy podwyszenie cinienia i temperatury powietrza zasysanego do reaktora przed wtryskiem paliwa;
  3. komora spalania, w której nagy wzrost temperatury powietrza (poprzez wtrysk paliwa) spowoduje bardzo znaczcy wzrost jego objtoci;
  4. turbina, w której cz energii spalonych gazów zostanie przeksztacona w energi mechaniczn do napdzania sprarki i wszystkich wirujcych elementów mechanicznych reaktora;
  5. kana wyrzutowy zakoczony dysz, która zapewnia przyspieszenie wyrzucanych gazów.

Oprócz tych elementów, które znajduj si we wszystkich typach silników turboodrzutowych, znajdziemy równie:

  • ukad rozruchowo-zaponowy;
  • system regulacyjny;
  • kinematyczny acuch napdowy do pomp, alternatorów itp.

Ogólna aerotermodynamika strumienia utworzonego przez wszystkie te elementy umieszczone od koca do koca, opisujca kolejne przemiany, którym przechodzi powietrze przepywajce przez silnik turboodrzutowy, pokazuje nam, e degradacja przepywu powietrza podczas jego przejcia przez maszyn powoduje utrat cigu .

Monta wlotu powietrza

Dmuchawa Boeinga 737.

Jest to kana przeznaczony do wychwytywania powietrza i doprowadzenia go w moliwie najlepszych warunkach do wlotu sprarki.

Zespó wlotu powietrza obejmuje rzeczywisty wlot powietrza do silnika i tulej wlotu powietrza. Projekt tego jest zadaniem producenta samolotu.

Wlot powietrza do silnika

Wlot powietrza do silnika jest zwykle wykonany z obudowy z lekkiego stopu , która czsto peni funkcj pomocnicz jako osprzt podtrzymujcy.

Kana wlotu powietrza

Kana dolotowy powietrza, który w przypadku silnika turboodrzutowego zamontowanego na samolocie pozwala na jego zasilanie powietrzem, moe by uoony na róne sposoby (jako pitot, kapsua, osadzona w skrzydach  itp .). Moe by wyposaony w róne urzdzenia (kratka ochronna, tumik haasu, urzdzenie przeciwoblodzeniowe, filtr  itp .). Niezalenie od tego, czy silnik turboodrzutowy jest zainstalowany na zewntrz, czy wewntrz patowca, kana wlotu powietrza bdzie mia za zadanie zapewni jego dopyw powietrza przez ca obwiedni lotu, niezalenie od warunków zewntrznych.

Gówne ograniczenia

Przy okrelaniu kanau wlotu powietrza brane s pod uwag pewne kryteria jakociowe, a dotyczy to wszystkich typów statków powietrznych wyposaonych w silniki turboodrzutowe. Kryteria te s nastpujce:

Tuleja wlotu powietrza  :

  • musi umoliwia uzyskanie moliwie wysokiego cinienia cakowitego na wlocie do sprarki , poniewa sia cigu turboodrzutowego zaley od niej proporcjonalnie;
  • musi mie dobr jednorodno cinienia w paszczynie prostopadej do posuwu samolotu, poniewa znaczne znieksztacenia maj bezporedni konsekwencj utraty marginesu podczas pompowania silnika turboodrzutowego;
  • musi by w stanie przeksztaci z zadowalajc wydajnoci prdko powietrza na wlocie tulei ( ogólnie 0,6 Macha ) na zadowalajc prdko dla wlotu sprarki ( 0,5 Macha na kocu tulei);
  • musi mie minimalny opór w zalenoci od jego geometrii i pooenia na statku powietrznym.

Praca w punkcie staym

W staym punkcie na ziemi i podczas koowania, strumienie powietrza pojawiaj si z bardzo duymi czstotliwociami na wejciu tulei wlotu powietrza , powodujc oderwania i wiry zmniejszajce jej efektywny przekrój. W otwartych lub zamknitych stanowiskach testowych reaktorów jest to ten sam powód, który wymaga zastosowania specjalnej tulei wlotu powietrza , zwanej pawilonem .

W przypadku samolotów (gównie wojskowych) posiadajcych wloty powietrza na cienkim pokadzie, otwarcie luków umoliwia przy duej i maej prdkoci samolotu dodatkowy wlot powietrza, umoliwiajcy przywrócenie prawidowego przepywu powietrza dla turboodrzutowego. W przypadku samolotów cywilnych, gdy profil aerodynamiczny wlotu powietrza jest grubszy, unika si zjawiska odrywania. Samoloty wojskowe równie w znacznym stopniu ograniczaj problemy zwizane z duym ktem natarcia podczas startu poprzez czste stosowanie wlotów powietrza o zmiennej geometrii, które zawsze le dokadnie przy wzgldnym wietrze (dobrym przykadem jest F-15).

Operacja lotnicza

Tuleja wlotowa odbierajca energi ze zmienn prdkoci w zalenoci od warunków lotu bdzie czasami musiaa zwolni, a czasami przyspieszy powietrze we wlocie sprarki.

Lot poddwikowy

Dla tego zakresu prdkoci poniej Macha tuleja wlotowa bdzie po prostu rozbiena, to znaczy bdzie miaa wpyw na zmniejszenie prdkoci poprzez zwikszenie cinienia powietrza na wlocie do sprarki z tego, e prdkoci w luzie bd wiksze ni Mach 0.5 . W przypadku samolotów, dla których jest to obwiednia lotu przelotowego, silnik i zespó osony (gdy s zamontowane pod skrzydem) s ustawione do przodu w stosunku do krawdzi natarcia, aby unikn zakóce aerodynamicznych podczas faz lotu z silnym uderzeniem.

Lot naddwikowy

W tej obwiedni lotu prdko powietrza wpywajcego do tulei wlotowej staje si wiksza ni prdko dwiku, co powoduje niecigo przepywu. Ta niecigo powoduje nage zmiany cinienia, zwane fal uderzeniow . Jeli strumie powietrza wpadnie bezporednio do tulei wlotowej, to powstaje prosta fala uderzeniowa (prostopada do paszczyzny wlotu), natomiast jeli umiecimy w tej tulei wlotowej ostr przeszkod, powstanie ukony czoo fali.

Przemiana, jak przechodzi gaz podczas przechodzenia fali uderzeniowej, wie si z degradacj energii, co skutkuje:

  1. spadek prdkoci przepywu;
  2. wzrost temperatury;
  3. zwikszone cinienie.

Degradacja energii jest mniejsza w ukonej fali uderzeniowej ni w prostej fali uderzeniowej. Za prost fal uderzeniow przepyw jest zawsze poddwikowy . Za fal ukon, przy sabszej utracie prdkoci, moe by konieczne utworzenie kilku stref uderzenia, aby osign prdkoci poniej Macha .

Ponisza tabela ma na celu pokazanie rzeczywistego rozkadu energii po obu stronach prawej fali uderzeniowej.

Zmiana prdkoci / T ° C / Cinienie dla temperatury otoczenia 15  ° C i cinienia 1013,25  KM
M1
Mach w gór
P2
____
P1
T2

____

T1

M2
Mach w dó
Spadek prdkoci
przez
fal uderzeniow
1.1 1,250 1.065 0.91 52  m / s
2 4.50 1,690 0.577 436  m / s
3 10.03 2680 0,475 755  m / s

Konstrukcja tulei wlotowej musi mie obszary zbienoci i rozbienoci, aby spowolni przepyw powietrza, który wypenia sprark, jednoczenie odzyskujc maksymalne cinienie. Ale ta struktura musi mie zmienn geometri, to znaczy mie rozbieny lub zbieno-rozbieny kana w zalenoci od obwiedni lotu, aby dostosowa przepyw powietrza do wszystkich warunków lotu i zapewni stabilno fal uderzeniowych, które zapewniaj przejcie przepywu naddwikowego do przepywu poddwikowego .

Na przykad na Mirage 2000 , o mobilny mysz pozwala na:

  • wytworzenie rekompresji przepywu przed rozbienym wlotem powietrza znajdujcym si przed sprark (poprzez ukone fale uderzeniowe);
  • aby skierowa wicej lub mniej nadmiaru powietrza na zewntrz, aby dostosowa si do rónych stosunków przepywu powietrza / prdkoci lotu (wydajne doadowanie silnika).

Dostosowanie rkawa do duych któw natarcia odbywa si dziki wazom i opatom umieszczonym w dolnej czci rkawa. Wlot kanau z Mirage 2000 obejmuje:

  • dwie rodkowe kajdany, zwane   myszami  ;
  • dwie puapki warstwy granicznej;
  • cztery dodatkowe wloty powietrza;
  • dwie opaty;
  • rozbieny.

Adaptacja tulei wlotu powietrza do Mirage 2000 przeprowadza komórkowych myszy , które:

  • umoliwia przepywowi zawsze krytyczny charakter , to znaczy umoliwia takie ustawienie fal uderzeniowych, aby zminimalizowa powstay opór;
  • wyregulowa sekcj wlotow zgodnie z przepywem powietrza wymaganym do prawidowego dziaania turboodrzutnika.

Kompresor

Proces termodynamiczny, na którym opiera si dziaanie turboodrzutowego silnika, polega na doprowadzaniu spronego powietrza w celu uzyskania dobrej sprawnoci spalania.

Rola sprarki

Rol kompresora jest wspomaganie zaponu mieszanki nafty powietrznej w optymalnych warunkach cinienia i temperatury. W tym celu producenci silników zintegrowali sprark przed komor spalania w strumieniu powietrza dolotowego.

Zadaniem sprarki jest wstpne podniesienie cinienia i temperatury pynu midzy wlotem a komor spalania poprzez zamian energii kinetycznej na energi cinienia:

  • przez efekt odrodkowy w sprarce odrodkowej;
  • poprzez zmniejszenie objtoci i spowolnienie pynu w staych i ruchomych kratkach sprarki osiowej.

Poprawa sprawnoci spalania poprzez zmniejszenie zuycia paliwa przy nagrzewaniu do granic metalurgicznych jest moliwa dziki zwikszeniu stopnia sprania na wlocie do komory spalania przy jednoczesnym zapewnieniu cigego spalania wtryskiwanego paliwa.

Cig turboodrzutowy, który w zasadzie zaley od napywajcego powietrza i prdkoci wyrzutu na wylocie z dyszy, prdkoci zalenej od temperatury gazów na kocu spalania, spowodowa konieczno zastosowania kompresora, którego realizacja nastpia po dwóch bardzo róne zasady:

  • kompresja od siy odrodkowej, w wyniku wzrostu prdkoci ( energia kinetyczna ) do gazu, które to techniki s prawie opuszczony na pocztku XXI XX  wieku;
  • kompresja poprzez spowolnienie pynu i zmniejszenie objtoci gazów w osi obrotu silnika - sprarki osiowej - obecnie uogólnione we wszystkich typach silników turboodrzutowych.

Sprarka odrodkowa

Genera

Pierwsze turboodrzutowe, zaprojektowane na podstawie prototypów opracowanych przez Whittle i Von Ohain, zostay wyposaone w sprark odrodkow napdzan przez turbin. Maj zalet prostoty, biorc pod uwag, e pojedynczy stopie opatki wykonuje kompresj, a pojedynczy wa czy turbin ze sprark.

Ich krótkiej dugoci towarzyszy dua rednica niezbdna do dobrej kompresji. Powietrze rzeczywicie osiga maksymalne sprenie na kocu sprarki, poniewa sia odrodkowa jest tym wiksza, e jej punkt przyoenia znajduje si daleko od osi obrotu. Ta dua rednica sprawia, e jest bardziej odpowiedni dla maych silników turboodrzutowych.

W ten sposób zaprojektowano pierwsze angielskie reaktory, takie jak Goblins of the De Havilland Vampire czy Rolls-Royce Welland z Gloster Meteor . Ponadto wikszo turbin helikopterów jest nadal projektowanych na tej zasadzie, co pozwala na projektowanie kompaktowych silników.

Konstytucja

Sprarka odrodkowa skada si zasadniczo z wirnika (lub koa odrodkowego) z promieniowymi ebrami i jednego lub wicej dyfuzorów. W wirniku powietrze wpywa osiowo, a nastpnie przepywa promieniowo. Prdko powietrza wzrasta z powodu przyspieszenia odrodkowego i jego cinienia z powodu rozbienej sekcji midzy opatkami. Powietrze opuszcza koniec opatek wirnika z bardzo du prdkoci iw czci stojana tej prdkoci jest zamieniane na cinienie z powodu rozbienej sekcji opatek.

Wystp

Sprarka odrodkowa jest prosta, solidna i ma dobry stopie sprania. Dla porównania, silnik turboodrzutowy MARBORE VI mia stopie sprania 3,80, w porównaniu z 1,15 do 1,16 dla pojedynczego stopnia sprarki osiowej. Pod koniec lat czterdziestych maksymalny stopie sprania osign nawet 4. Jednak duy rozmiar sprarki odrodkowej skaza j na uycie w maszynach turbinowych maej mocy.

Sprarki osiowe i odrodkowe

W niektórych maszynach wirnikowych kompresj zapewnia sprarka osiowa, a za ni sprarka odrodkowa.

Doadowanie sprarki odrodkowej umoliwia znaczne zwikszenie stopnia sprania przy identycznej prdkoci obrotowej.

Sprarka osiowa

Schemat silnika Avia M-04 wyposaonego w sprark osiow
Silnik Avia M-04, kopia Junkersa Jumo 004 B-1 zamontowanego w Me-262 , dziaa na zasadzie pojedynczej sprarki osiowej .

Rosncy wzrost masy samolotów skania inynierów lotnictwa do wyobraenia sobie rozwiza poprawiajcych cig wywierany przez silnik turboodrzutowy.

Ze wzgldu na nisz wydajno wymagaj kilku stopni wirujcych z t sam prdkoci, ale mog wytrzyma znacznie wysze prdkoci obrotowe. Pierwszym tego rodzaju, a take pierwszym zbudowanym w duych seriach, jest Jumo 004 firmy Junkers -Motoren, który napdza Messerschmitt Me 262 .

Postpy w metalurgii umoliwiaj wytwarzanie sprarek osiowych skadajcych si z kadego stopnia ruchomego koa i staej siatki, co umoliwia uzyskanie penej fazy sprania. Im wiksza liczba stopni, tym wyszy wspóczynnik kompresji.

Gówne cechy

Ponisza tabela ma na celu pokazanie rónych charakterystyk sprarek osiowych:

Silniki Cinienie wylotowe
--------------------
Cinienie wlotowe
Temperatura na wylocie Cechy technologiczne
ATAR 6.11 250  ° C Pojedyncza brya, 9 piter
LARZAC 10.8 370  ° C Dwuczciowe, 2-stopniowe LP + 4-stopniowe HP
M53 na ziemi 8.5 325  ° C Pojedyncza brya, 3 + 5 piter
M53 przy Mach 2,3 8.5 430  ° C Pojedyncza brya, 3 + 5 piter
CFM56-2 24 550  ° C Podwójny korpus, 1 dmuchawa, 3 stopnie LP + 9 stopni HP
Technologia

Kompresor skada si z:

  1. czci wirujcej - wirnika;
  2. czci staej - stojan;
  3. obudowy - obudowa.
  • Wirnik skada si z bbna utworzonego przez zespó kilku tarcz, na których zamocowane s opatki, a zestaw opatek zamontowanych na tarczy nazywany jest ruchomym koem
  • Stojan skada si z kilku rzdów opatek zamocowanych na obudowie (obudowa ATAR - SNECMA) lub na tulejach (obudowa M53 - SNECMA); kady rzd staych opatek nazywany jest sta siatk lub prostownikiem.

opatki maj aerodynamiczny profil z zaokrglon krawdzi natarcia (toleruje zmiany czstotliwoci) i stokow krawdzi spywu (w celu zmniejszenia przebicia). Posiadaj kt zaklinowania wzgldem generatora wirnika, który narzuca kierunek przepywu. S równie skrcone tak, e strumienie powietrza maj stay kt padania midzy gówk opatki a jej nasad, które nie maj takiej samej prdkoci obwodowej.

Powietrze przepywa naprzemiennie przez poruszajce si koo, a nastpnie przez sta kratk (tj. Stopie sprarki), który przeprowadza pen faz sprania. Aby zwikszy stopie sprania silnika, wystarczy zwikszy liczb stopni. Poniewa spraniu towarzyszy zmniejszenie objtoci, strumie zbiega si od wlotu do wylotu sprarki, aby utrzyma stosunki cinie midzy kadym stopniem.

Zasada dziaania

Podstawowa zasada kompresji stopnia sprarki jest nastpujca:

  • przyspieszenie powietrza przez efekt dynamiczny w poruszajcym si kole i niewielki wzrost jego cinienia statycznego poprzez spowolnienie podczas przechodzenia przez cz rozbien utworzon pomidzy dwoma kolejnymi opatkami;
  • prostowanie powietrza po przejciu przez poruszajce si koo i zwikszenie jego cinienia poprzez spowolnienie w czci rozbienej utworzonej przez dwie kolejne stae opatki;
  • wzrost temperatury powietrza w wyniku jego sprania.

Zwikszenie liczby stopni (wirnik + stojan) zwiksza ogólny stopie sprania i temperatur na wylocie sprarki.

Podsumowujc, w stopniu sprarki, który obejmuje ruszt ruchomy i ruszt stay:

  • Sie mobilna dostarcza energi poprzez zwikszenie wzgldnej prdkoci przepywu;
  • Staa siatka sprowadza przepyw z powrotem do osi i zwiksza cinienie, zmniejszajc bezwzgldn prdko przepywu.

W sprarce osiowej prdko przemieszczania osiowego przepywu jest mniej wicej staa pod wzgldem wielkoci i kierunku: warto tej prdkoci wynosi zwykle od 130  m / s do 170  m / s .

Limity operacyjne

Pojawiaj si ograniczenia operacyjne:

  1. pompowanie;
  2. wypadnicie;
  3. prdko obrotowa;
  4. poziom wibracji;
  5. temperatura;
  • Pompowanie powoduje nage oscylacje cinienia i natenia przepywu powietrza przepywajcego przez silnik turboodrzutowy. Czsto jest to spowodowane oddzieleniem przepywu na opatce.
  • Utknicie wie si z nagym spadkiem natenia przepywu przy staej prdkoci; skutkuje to zwikszeniem cinienia w komorze spalania od cinienia toczenia sprarki i prowadzi do wygaszenia komory spalania poprzez odwrócenie pyw.
  • Na opatki dziaa sia odrodkowa proporcjonalna do kwadratu prdkoci obrotowej. Pomimo wymiarów dostosowanych do najpowaniejszych ogranicze, ta prdko jest granic, której nie naley przekracza w przypadku bólu spowodowanego zerwaniem.
  • Ostrze w ksztacie ostrza moe wibrowa z naturaln czstotliwoci, która zaley od jego wielkoci, ksztatu i sposobu mocowania. Pewna liczba zjawisk moe wzbudza i utrzymywa wibracje mechaniczne, które mog prowadzi do pknicia, takie jak:
  1. krawd spywu budzi si;
  2. niewywaenie spowodowane bdami wywaenia;
  3. niestabilnoci aerodynamiczne (zwizane z odrywaniem si strumienia powietrza).
  • Maksymalna liczba Macha turboodrzutowego jest zwizana gównie ze wzrostem temperatury, który przechodzi przez sprark, który z kolei zaley od:
  1. prdko lotu;
  2. stosunku cinie sprarki.
Pole sprarki

Jako przemiany w energi cinienia charakteryzuje si sprawnoci sprania c = P2 / P1, przy czym straty na etapie mog by:

  • aerodynamika;
  • przepywem;
  • mechaniczny.
Linia operacyjna

W polu roboczym sprarki (stopie sprania; przepyw) znajduje si jedna linia, na której s umieszczone wszystkie moliwe punkty pracy dla danej sprarki: to linia robocza (lub linia robocza) sprawia, e odpowiada natenie przepywu i spranie przeoenie dla danej prdkoci obrotowej (linie izo-prdkoci).

Ta linia operacyjna jest niezalena od warunków zewntrznych (cinienie, temperatura) oraz warunków lotu silnika (liczba Macha, wysoko).

Ta linia operacyjna zmniejszajca prdkoci izo pola operacyjnego moe by przeoona na prdko obrotow sprarki. Oczywicie, jeli znamy prdko sprarki, wiemy, czy punkt pracy dla tej prdkoci obrotowej znajduje si na stabilnej linii roboczej sprarki, to znaczy, czy odpowiada nateniu przepywu i stopniowi sprania.

Linia pompowania

Inna linia operacyjna zwana lini pompow skada si z punktów pracy sprarki, w których wydajno spada po aerodynamicznym przecigniciu opatek. Odlego midzy tymi dwoma liniami operacyjnymi nazywana jest marginesem pompowania.

Jeli powietrze pomidzy dwoma kolejnymi opatkami osignie prdko dwiku, przepyw powietrza jest blokowany na czole cinienia wytwarzanego.

Przy duej prdkoci pompowanie jest powizane z oddzieleniem ostatnich stopni i blokowaniem stopni gowic, podczas gdy przy maej prdkoci jest odwrotnie.

Odczepienie kompresora nie pozwala ju na utrzymanie poziomu cinienia za komor spalania. Konsekwencje s wtedy katastrofalne dla pracy silnika z punktu widzenia osigów i bezpieczestwa (ryzyko uszkodzenia mechanicznego, wyczenia silnika).

Zawór upustowy

Podczas rozruchu i podczas przejciowych zmian w locie konieczne jest odprowadzenie powietrza ze sprarki wysokiego cinienia do rozdzielacza turbiny niskiego cinienia. Podczas rozruchu odcia rozrusznik, aw locie niweluje skutki zakleszczenia, co zmniejsza margines pompowania.

To urzdzenie zwane zaworem upustowym (TVB: Transient Bleed Valve) jest sterowane regulacj i umoliwia spadek cinienia w sprarce wysokiego cinienia.

Rozwizania wielobryowe

Na kadym etapie nastpuje wzrost cinienia, ale take temperatury; jednak dla danego stopnia stosunek cinie na wlocie do wylotu jest tym wyszy im nisza temperatura na wlocie (im mniej rozprone powietrze jest atwiejsze do sprenia).

Dla danej prdkoci obrotowej wszystkich stopni, temperatury na wlocie na kadym stopniu rosn wraz z postpem przepywu, a zatem stopie sprania na stopie maleje (poniewa dla danego stopnia stopie sprania jest tym wyszy, im nisza jest temperatura wejciowa).

W sprarce osiowej stosunki cinie kadego ze stopni zmniejszaj si, a aby utrzyma wysokie stosunki cinie na stopie, konieczne byoby zwikszenie prdkoci obrotowej najgortszych stopni, std pomys posiadania kilku sprarek obracajcych si z prdkoci róne prdkoci i realizacja rozwiza wielobryowych (double body, triple body).

Na przykad zalety podwójnego korpusu w porównaniu z pojedynczym korpusem to:

  • mniejsze pompowanie przy niskich prdkociach (korpus HP obraca si szybciej, co zapobiega zacinaniu si);
  • wydajno kompresji poprawia si przy niskich prdkociach;
  • cig na biegu jaowym jest mniejszy, a zuycie jest mniejsze;
  • uruchamianie jest uatwione, poniewa uruchamiany jest tylko korpus HP;
  • przyspieszenia s szybsze ze wzgldu na zmniejszon bezwadno.

Wielobryowe s bardziej zoone, a ich pocztkowy koszt jest wyszy, ale w dziaaniu rónica jest na korzy multi-bry.

Komora spalania

Genera

Komora spalania jest czci silnika odrzutowego, którego zadaniem jest zwikszenie temperatury powietrza pochodzcego ze sprarki przez spalanie paliwa w celu dostarczania gorcych gazów do turbiny oraz udzia w napdzie przez ekspansji w dyszy wyrzutowej.

Spalanie musi by tam optymalne, a przepyw w dolnej czci turboodrzutnika nie moe podlega zbyt duemu spadkowi cinienia [spadkowi cinienia]. Powietrze musi przepywa przez komor ze stosunkowo ma prdkoci, mniejsz ni 100  m / s . Pomienia jest ograniczona do bardzo niskiej prdkoci powierzchni zasilany przez okoo jedn dziesit cz przepywu powietrza przez komor i temperatury w najwyszym punkcie zblia 2000  ° C . Temperatura jest obniana bardzo szybko przez rozcieczenie z reszt powietrza przechodzcego przez komor w celu osignicia wartoci zgodnej z oporem materiaów turbiny.

Aby zapewni dobr wytrzymao mechaniczn cian komory, temperatur naley ograniczy do okoo 900  ° C (w zalenoci od uytych materiaów ogniotrwaych).

Reakcja spalania

Mechanizm spalania wglowodorów w powietrzu jest reakcj egzotermiczn z udziaem mieszanki paliwowej:

  • albo w stanie gazowym, w optymalnym tak zwanym stechiometrycznym stosunku bogactwa  ;
  • albo w minimalnej temperaturze, która umoliwia zapon;
  • lub przy minimalnym cinieniu.

Temperatura pomienia osiga wtedy maksimum dla tych warunków i ronie wraz z pocztkow temperatur mieszaniny. Ta temperatura gwatownie spada, jeli te warunki nie s spenione.

Temperatura zaponu umoliwiajca reakcj chemiczn z pomieniem pozwala na:

  • samozapon mieszanki, jeli jest utrzymywany;
  • wspomagany zapon, jeli punkt mieszanki jest podniesiony ponad niego.

Energia potrzebna do zaponu jest tym waniejsza, gdy:

  • temperatura mieszanki jest niska, a lotno paliwa niska;
  • cinienie mieszaniny jest niskie;
  • bogactwo mieszaniny róni si od stosunku stechiometrycznego  ;
  • szybko przepywu mieszaniny jest wysoka.

Granice autonomicznego spalania to:

  • bogactwo mieszanki z powodu nadmiaru paliwa;
  • saba domylna mieszanka paliwowa;
  • maksymalne bogactwo gazowe, które ogranicza spalanie w niskich temperaturach mieszanki;
  • strefa samozaponu, która ogranicza dziaanie w wysokich temperaturach mieszanki.

W przepywie laminarnym czoo pomienia poda za zmianami prdkoci przepywu mieszanki, ale w komorze spalania turboodrzutowego strumie mieszanki jest silnie turbulentny. Mieszanie produktów spalania z mieszank napywajc do komory prowadzi do uogólnionego spalania w komorze z bardzo krótkimi czasami reakcji. Jeli natenie przepywu wzronie zbyt mocno, czas utrzymywania mieszanki w stanie wieym w komorze bdzie krótszy ni opónienie zaponu, a pomie zostanie wyrzucony z komory spalania: jest to zjawisko nadmuchu zwane równie   wydmuchiwaniem  .

Istnieje wiele przyczyn wygaszenia komory spalania, ale wynikaj one z dwóch gównych zjawisk:

  • zbyt niska szybko reakcji gównie z powodu zbyt niskiego cinienia mieszanki i / lub zbyt niskiej temperatury pomienia
  • niedostateczny czas utrzymywania mieszanki paliwowej spowodowany gównie zbyt wolnym parowaniem paliwa i / lub zbyt duym nateniem przepywu mieszanki paliwowej

Oczywicie, wyginicie w locie moe stanowi, jeli jest wielokrotne, ryzyko wypadku, poniewa prawdopodobiestwo ponownego zaponu w locie zaley od:

  • czas pozostay do ldowania na ziemi ( np .: bez napdu na wysokoci 3000  m dla prdkoci 460  km / h , A320 (masa 60  t ) opada z prdkoci 9  m / s );
  • stres zaogi w tego typu sytuacjach;
  • pogorszone warunki czynników ponownego zaponu (utrata cinienia doadowania, zapon na jednej wiecy zaponowej, niska prdko dopuszczalna, pogoda).

Wykonanie komory spalania

Wydajno

Jeli Q to ilo ciepa uwalnianego w kadej sekundzie podczas spalania paliwa, a Q 'to ilo ciepa, któr mona uzyska przy cakowitym spalaniu, to stosunek = Q / Q 'oznacza sprawno komory spalania.

Zuycie jednostkowe jest powizane z wydajnoci spalania. Aby to poprawi, konieczne jest zapewnienie moliwie najdokadniejszej mieszanki utleniacza i paliwa poprzez uzyskanie przepywu wirowego midzy przepywami liniowymi na wlocie i wylocie. Dlatego aerodynamiczna konstrukcja komory spalania jest szczególnie skomplikowana.

Parametry wpywajce na spalanie

Gównymi parametrami wpywajcymi na spalanie s:

  • temperatura wchodzca do komory;
  • cinienie wlotowe w komorze;
  • prdko przepywu na wejciu do komory.

Bogactwo zaley od temperatury na wejciu i wyjciu komory, ale take od warunków lotu. Jest maksymalna przy starcie, zmniejsza si podczas lotu i moe osign warto minimaln w warunkach przejciowych (na przykad przy nagym zmniejszeniu przepustnicy). Bogactwo moe zmienia si w stosunku od 1 do 10 w zalenoci od silników i warunków uytkowania w locie.

Cinienie na wlocie do komory moe zmienia si od 0,2  bara do 30  bar, a temperatura wlotowa od -40  ° C do 650  ° C, w zalenoci od zakresu roboczego turboodrzutnika.

Z drugiej strony, w pewnych warunkach lotu komora musi by zdolna do ponownego zaponu i mie stabilny zasig dziaania do autorotacji (samolot wojskowy) po wyganiciu na wysokoci. Po ponownym zaponie spalanie musi pozwoli na przyspieszenie silnika do wysokoci powyej 10 000  m , w zalenoci od typu samolotu.

Paliwa lotnicze
Waciwoci ogólne

Paliwo lotnicze musi mie nastpujce waciwoci:

  • wysoka warto opaowa na jednostk masy sprzyjajca autonomii lotu;
  • dua gsto w celu zmniejszenia objtoci zbiorników o danej masie;
  • niska palno w warunkach temperatury i cinienia uytkowania, w celu zwikszenia bezpieczestwa lotu;
  • dobra smarno gwarantujca dobr ywotno pomp i rónych elementów, przez które przepywa paliwo;
  • cen zgodn z ekonomik transportu lotniczego dla ludnoci cywilnej.

Dzi to nienasycony wglowodór, nafta , który najlepiej spenia wszystkie te kryteria.

Charakterystyka rónych paliw stosowanych w lotnictwie
  • Gsto: 0,8 dla TRO (F34, F35) i 0,75 dla TR4 (F40)
  • Dolna warto opaowa: 43054  J / kg
  • Bogactwo stechiometryczne: Dc / Da = 0,06
  • Maksymalna temperatura po spaleniu: ok. 2200  K przy temperaturze powietrza 300  K
  • = Cp / Cv spalonych gazów przy 1000  K  : 1.3
  • = Cp / Cv spalonych gazów przy 2000  K  : 1,2

Uwaga: nafta i czysty tlen daj temperatur 3500  K, gdy mieszanina jest stechiometryczna.

Prdko pomienia - stabilno spalania

Prdko czoa pomienia (w jednorodnej mieszaninie) jest stosunkowo niska w porównaniu z prdkoci przepywu pynu w silniku turboodrzutowym i wzrasta:

  • z cinieniem mieszaniny;
  • z gstoci kropelek paliwa i ich cinieniem wtrysku w komorze.

Aby spalanie byo moliwe, prdko przepywu nie moe by wiksza ni prdko propagacji pomienia. Tak wic, aby cigy wtrysk paliwa dawa stabilny pomie, konieczne jest, aby wtryskiwane kropelki paliwa szybko napotykay zapalone kropelki paliwa, aby odzyska wystarczajc ilo energii do wasnego zaponu.

Aby unikn zdmuchnicia pomienia, przepyw jest zwalniany do prdkoci zgodnych ze spalaniem. W tym celu komora jest poczona ze sprark znajdujc si powyej za pomoc rozbienika.

Turbina

Turbina i wa turbiny.

Cel

Zadaniem turbiny jest przeksztacenie energii cinienia gazów opuszczajcych komor spalania na energi kinetyczn, a nastpnie na energi mechaniczn w celu napdzania WENTYLATORA lub wentylatora, sprarki i rónych urzdze serwisowych. Energia pozostajca na wylocie turbiny przyczynia si do cigu reaktora.

Zasada

W przepywie poddwikowym zwizek midzy prdkoci, cinieniem i gstoci pynu jest scharakteryzowany przez twierdzenie Bernoulliego . Rozpranie si gazów w turbinie uzyskuje si poprzez przyspieszanie pynu w ukadzie zbienym, a cz odzyskanej energii kinetycznej jest przetwarzana na prac silnika.

Opis i dziaanie

Ogólnie rzecz biorc, turbiny napotykane w turboodrzutowcu s typu osiowego; przepyw jest wic równolegy do osi silnika. Stopie rozprania si turbiny skada si z siatki staych opatek zwanej [Dystrybutor] oraz siatki ruchomych opatek zwanej [Wirnik]. Gdy pobierana moc przekracza moliwoci jednostopniowe, stosuje si turbiny wielostopniowe.

Rola dystrybutora

Gazy opuszczajce komor spalania wpywaj do rozdzielacza, który odchyla je pod ktem w kierunku stycznym do [wirnika]. Przeksztaca ich energi cinienia w energi kinetyczn poprzez efekt zbienoci. Tak uzyskanemu przyspieszeniu przepywu towarzyszy spadek cinienia i temperatury.

Rola koa

Gazy na wylocie z dystrybutora wchodz do ruchomego [koa] pod ktem padania, co powoduje nierównomierny rozkad cinie na dolnej i górnej powierzchni opatek. Cinienie wywierane przez pyn na doln powierzchni jest wiksze ni cinienie na górnej powierzchni, co tworzy efekt aerodynamiczny, który wprawia ruchome [Koo] w ruch, przeksztacajc cz energii kinetycznej w energi mechaniczn.

Aby zwikszy uyteczn energi mechaniczn, konieczne jest:

  • albo zwikszy prdko pynu;
  • albo zwikszy kt padania  ;
  • lub dziaa na obu jednoczenie.

Wystp

Moc rozwinita

Moc wytwarzan przez turbin mona wyrazi nastpujcym wzorem:

Z

Obliczenie mocy generowanej przez silnik Olympus na ziemi przy nastpujcych wartociach parametrów:

  • D5 = 182,4  kg · s- 1  ;
  • dc = 3,4  kg · s -1  ;
  • T5 = 1293  K  ;
  • T6 = 948  K  ;

dla = 0,018 65 wartoci nasycenia mieszanki paliwowo-powietrznej mamy nastpujce wartoci ciepa waciwego:

  • T5 = 1293  K Cp5 = 0,262 6
  • dla T6 = 948  K Cp6 = 0,253 7

Moc wytwarzana przez turbin silnika Olympus wynosi wówczas W = 77 600 000  W lub 105 300  KM

Ta moc, która stanowi niewielk cz cakowitej mocy reaktora, jest wykorzystywana gównie do napdzania sprarki i urzdze.

Ograniczenia

Turbina to element silnika turboodrzutowego, który pracuje w najciszych warunkach:

  • wysoka temperatura ;
  • due siy odrodkowe;
  • wysokie naprenia termiczne, w szczególnoci podczas zaponów i wygaszania komory spalania;
  • atmosfera utleniajca;
  • drgania podczas przej w reimach rezonansowych.

Ponadto jakikolwiek wzrost prdkoci gazów prowadzi do wzrostu prdkoci obrotowej ruchomego koa, a tym samym prdkoci obwodowej, ograniczonej wzgldami wytrzymaoci mechanicznej. Zbyt duy wzrost kta padania przepywu w stosunku do taktowania opatek prowadziby do zaburze aerodynamicznych prowadzcych do nadmiernych spadków cinienia.

Podczas sprania adiabatycznego nastpuje wzrost entalpii, a w przypadku rozprania nastpuje odwrotna sytuacja, w wyniku czego turbina jest w stanie zaabsorbowa wicej energii ni moe zapewni stopie sprarki. Z tego te powodu w turbinie nie wystpuje zjawisko przepompowywania lub wirowania przecignicia.

Wzrost mocy pochanianej przez turbin uzyskuje si poprzez otwarcie sekcji dyszy (lub szyjki dolnego dystrybutora) w celu zwikszenia rozszerzalnoci.

Jako turbiny jest oceniana na podstawie jej sprawnoci rozprania, a granica mocy pochanianej zaley od prdkoci powietrza midzy jej opatkami (blokowanie, jeli Mach = 1).

Wydajno

Podobnie jak w tulei wlotowej, sprarce czy komorze spalania, przemiana, jakiej podlega przepyw w turbinie, jest niedoskonaa, std pojcie sprawnoci:

  • P5 rzeczywiste cinienie wlotowe turbiny;
  • P6 rzeczywiste cinienie wylotowe turbiny;
  • T5 rzeczywista temperatura na wlocie turbiny;
  • T6 rzeczywista temperatura na wylocie turbiny;
  • Teoretyczna temperatura na wylocie turbiny T6;
  • Sr sekcja wyjciowa wirnika.

Gdyby transformacja energii bya bezstratna, mielibymy:

z tego równania i znajc P5, P6 i T5 moemy obliczy T6, która jest zawsze wysza ni rzeczywista T6, a zatem rzeczywista sprawno turbiny wynosi w przyblieniu:

W praktyce sprawno ta jest zmieniana przez istnienie przepywów obejciowych (natenia przepywu, które nie dziaaj w turbinie, omijajc opatki i przechodzc przez szczeliny promieniowe midzy wirnikami a stojanami). Te szybkoci przepywu s coraz mniejsze dziki aktywnym systemom, takim jak LPTACC i HPTACC, lub mechanizmom pasywnym, takim jak materiay cierne. S to kruche, topliwe czci o strukturze plastra miodu, wykonane z materiau mniej twardego ni obcasy ostrzy. Podczas docierania opatki bd zuywa materiay cierne, aby wyregulowa luzy promieniowe bez uszkadzania opatek, a tym samym wyregulowa czci, aby ograniczy natenia przepywu obejciowego.

Chodzenie ostrzy

Rola

Obowizek zmniejszenia zuycia paliwa wymaga wyszych temperatur na wlocie do turbiny i zwikszenia stopnia sprania za ni, poniewa wzmocnienie w SFC jest tym wiksze, e jest wiksze.

Wzrost temperatury na wlocie do turbiny pozwala równie na:

  • zwikszenie cigu na jednostk przepywu ogrzanego powietrza;
  • zmniejszy mas paliwa, aby zabra lub zwikszy zasig;
  • i dla danego cigu w celu zmniejszenia wymiarów i masy silnika.
Zasada

opatki s chodzone konwekcyjnie przy uyciu chodniejszego powietrza pobieranego z dalszej sprarki. Ta opata kosztem wydajnoci jest nakadana na producenta silnika w zakresie kompromisu i bilansu.

Chodzenie opatek pozwala na wysze temperatury, co poprawia ogóln sprawno cyklu turbiny, ale odpowiada to deficytowi w silniku, poniewa trzeba byo powici wicej energii na jego sprenie, gdy nie interweniuje. Nie w Pcha.

Obecnie, przy temperaturach osiganych na wylocie komory spalania i przy przyjtych nateniach przepywu chodzenia, bilans ogólny jest dodatni.

Do chodzenia opatek turbiny stosowane s dwa gówne procesy:

  • konwekcja wewntrzna;
  • folia ochronna.
Konwekcja wewntrzna

Chodzenie zewntrznej ciany opatki jest zapewniane przez wymian ciepa pomidzy gorcymi gazami zewntrznymi a wieymi gazami krcymi wewntrz opatki i odrzucanymi na krawdzi spywu. opatki wydrone wyposaone s w przewody typu:

  • podszewka do staych opatek (dystrybutory);
  • kanay lub wnki na ruchome opatki.
Folia ochronna

Chodzenie przez konwekcj wewntrzn mona uzupeni chodzeniem cian foli ochronn. Przepyw wieego powietrza krcego w opatce jest pobierany ze strumienia powietrza, które jest wyrzucane na zewntrz na przedni i tyln krawd, tworzc ochronn cian pynu, która izoluje zewntrzn stron opatki.

Ochronna folia powietrzna jest tworzona za pomoc maych otworów wywierconych na krawdzi natarcia lub na krawdzi spywu za pomoc lasera lub elektroerozyjnego.

Technologia

Metalurgia ostrzy ewoluowaa od produkcji ostrzy przez odlewanie poprzez stopy ukierunkowanego krzepnicia, a skoczywszy na ostrzach monokrystalicznych, dla których przyrost temperatury jest bardzo wany. Metalurgia tarcz turbin równie ewoluowaa w kierunku lepszej wytrzymaoci mechanicznej i termicznej wraz ze wzrostem prdkoci obrotowych i temperatur wylotowych z komory spalania.

Produkcja ostrzy

Innym sposobem na popraw odpornoci temperaturowej opatek turbin jest opracowanie nowych materiaów odpornych na bardzo wysokie temperatury oraz rozwój metalurgii stopów stosowanych do ich produkcji.

Stopy

Stop skada si z jednego lub kilku metali nieszlachetnych, zwanych macierz, do której pierwiastki chemiczne s dodawane w celu polepszenia pewnych waciwoci ich takich jak:

  • Opór mechaniczny ;
  • twardo;
  • odporno na korozj ;
  • odporno na pezanie;
  • itp.

W skali mikroskopijnej stop pojawia si jako aglomerat ziaren (krysztaów). Jeli krzepnicie przeprowadza si bez szczególnych rodków ostronoci, orientacja ziaren jest nieuporzdkowana, a waciwoci materiau s w znacznym stopniu takie same we wszystkich kierunkach: mówi si wtedy o strukturze EQUIAXE.

Aby faworyzowa o robocz pozwalajc na lepsz wytrzymao mechaniczn, istniej procesy, które umoliwiaj skierowanie krysztaów w uprzywilejowanym kierunku: jest to nastpnie okrelane jako stop ukierunkowanego krzepnicia.

Inne procesy pozwalaj na otrzymanie stopów o pojedynczym ziarnie, co nadaje im jeszcze lepsze waciwoci, przy czym problem tkwi w istocie w otrzymywaniu czci monokrystalicznych o duych wymiarach.

Niektóre tak zwane stopy eutektyczne krzepn w staej temperaturze, podobnie jak substancje czyste, i umoliwiaj uzyskanie drobnych i jednorodnych struktur ziarnistych.

Inny proces zwany metalurgi proszków umoliwia, poprzez zmieszanie skadników w postaci proszku, a nastpnie poprzez zagszczenie ich pod wysokim cinieniem, uzyskanie czci o wymiarach gotowych, takich jak tarcze turbin, bezporednio.

Typologia

W silnikach turboodrzutowych z podwójnym korpusem turbina skada si z jednego lub wicej stopni (stojan-wirnik) pod wysokim cinieniem (HP) i drugiego stopnia pod niskim cinieniem . Turbina HP, której ebra poddawane s przepywowi najgortszych gazów spalinowych, jest czci najbardziej skomplikowan pod wzgldem oporu materiau i aerodynamiki. Istniej dwa rodzaje turbin, jedna akcja, a druga reakcja.

W turbinie typu action (rozwizanie preferowane w przypadku silników turbomigowych i turbinowych ) prace rozprania (prawie zakoczone) s wykonywane tylko w stojanie. Wytworzona w ten sposób energia kinetyczna zostanie odzyskana w postaci energii mechanicznej w celu napdzania sprarki, reduktora, miga lub wirnika, zalenie od przypadku, a take akcesoriów niezbdnych do silnika.

W turbinie reakcyjnej rozpranie zachodzi zarówno w stojanie, jak iw wirniku. Ponadto w tego typu turbinie tylko maa cz energii gazów jest uwalniana w celu odzyskania jej w postaci energii mechanicznej, biorc pod uwag, e zespó turbosprarki (doda do tego wentylator) jest mniej ciki w prowadzeniu ni zespó ze rub napdow. Pozostaa energia zostanie odzyskana w dyszy w postaci energii kinetycznej w celu wytworzenia cigu.

Kana wyrzutowy

Genera

To wanie w kanale wyrzutowym nastpuje rozpranie przydatne do napdu poprzez zamian pozostaej energii (cinienia i temperatury) gazów na prdko po przejciu przez turbin. Cig turboodrzutowy bdzie tym silniejszy, im wiksza bdzie prdko wyrzutu.

Kana wyrzutowy dla silników bez dopalania skada si z obudowy wydechu i dyszy. W przypadku silników z dopalaniem kana wyrzutowy zawiera ukad grzewczy umieszczony pomidzy obudow wydechu a dysz wyrzutow.

Obudowa wydechu

Obudowa spalin znajdujca si za turbin zapewnia wewntrzn i zewntrzn cigo przepywu, umoliwiajc oddzielenie w silnikach dwuprzepywowych strumienia gorcego od zimnego.

Dysza wyrzutowa

Rola dyszy wyrzutowej

Wewntrz turboodrzutowego przepyw jest poddwikowy, a przeduenie wylotu turbiny o dysz umoliwia przyspieszenie masy gazu do sekcji wylotowej zwanej Col , zbiegajcej si dla najprostszej sekcji okrelajcej maksymalny przepyw gazu. które mona wyrzuci. Dysza zapewnia zatem wyrzucenie spalonych gazów i ich powrót do cinienia otoczenia tak, e przyspieszenie przepywu, co powoduje NICH generuje cig z silników turboodrzutowych.

Operacja

Odcinek wyrzutowy dyszy wyznacza si w praktyce tak, aby przy maksymalnej prdkoci obrotowej silnika prdko przepywu tam osigaa prdko dwiku, czyli Mach 1 , a cinienie statyczne na szyjce byo równe cinieniu atmosferycznemu .

Jeli prdko przepywu jest mniejsza ni prdko dwiku, wyrzucane masowe natenie przepywu nie jest maksymalne, gazy rozszerzaj si do cinienia atmosferycznego w gardzieli i mówi si, e dysza jest odpowiednia: ten przypadek odpowiada wszystkim niszym reimom. maksymalna prdko.

Aby uzyska optymalne dziaanie dyszy dla odpowiedniej dyszy (cinienie w gardzieli = cinienie atmosferyczne), opracowano zasad dyszy o zmiennym przekroju, umoliwiajc dostosowanie sekcji wylotowej do rónych prdkoci silnika.

W przypadku silników bez ponownego nagrzewania dysza zbieno-rozbiena umoliwia, przy dwikowym przepywie w gardzieli, przyspieszenie przepywu w czci rozbienej w celu uzyskania dodatkowego cigu, przy czym prdko wyrzucania gazu moe by wówczas naddwikowa.

Prdko robocza silnika jest zmienna w zalenoci od obwiedni lotu, cz rozbiena musi by zmienna, w przeciwnym razie w przypadku przepywu poddwikowego w gardle, rozbieno spowolniaby przepyw i spadaby wydajno dyszy.

Gdy cinienie statyczne gazów jest zbyt wysokie (wiksze ni dwukrotne cinienie atmosferyczne), prosty city stoek prowadzi do pknicia strumienia; nastpnie obserwuje si seri fal uderzeniowych, a statyczne cinienie strumienia jest równe cinieniu atmosferycznemu. Te wstrzsy, które powoduj utrat bezuytecznej energii w napdzie, powoduj spadek ogólnej sprawnoci dyszy.

Charakterystyka

Dysza jest umieszczona za turbin i skada si w najprostszy sposób ze citego stoka, którego sekcja górna jest wiksza ni sekcja dolna. Aby unikn rozerwania strumienia i powstania fal uderzeniowych, stosuje si dysze zbieno-rozbiene. W przypadku silników z ogrzewaniem mona zastosowa dysze z rozbienym wylotem i zmiennym przekrojem.

Do niektórych dysz mona równie doczy akcesoria takie jak:

  • tumik;
  • odwracacz cigu.

Wydajno paliwa

W turboodrzutowcu kompresor, komora spalania i zespó turbiny dostarczaj gorce sprone gazy, które uwalniaj swoj energi w celu napdzania samolotu. Energia ta powinna by uwalniana tak wydajnie, jak to moliwe, zuywajc jak najmniej paliwa. Konieczna jest wtedy optymalizacja wydajnoci paliwa.

Generalnie sprawno napdu maleje wraz ze wzrostem prdkoci wyrzutu, co prowadzi nas do wniosku, e dla prdkoci poddwikowych konieczne jest spowolnienie prdkoci wyrzutu i zwikszenie masy wyrzucanego pynu w celu uzyskania niezbdnego cigu. W tym przypadku konieczne byo znalezienie rozwiza, które nie zuywayby duo paliwa, a obecnie w lotnictwie komercyjnym powszechnie stosuje si technik podwójnego przepywu z wysokim wspóczynnikiem rozcieczenia.

Ogólna zasada jest nastpujca:

  • stosowana jest maksymalna temperatura dozwolona przez metalurgi;
  • stopie sprania jest zwikszany w celu maksymalizacji tej temperatury w celu uzyskania jej przy mniejszym zuyciu paliwa (optymalizacja sprawnoci cieplnej);
  • gorce gazy s zmuszane do pracy w turbinie przed ich wyrzuceniem w celu przyspieszenia przepywu wieego powietrza, które uczestniczy w napdzie.

Innymi sowy, pyn uywany do napdu dzieli si na dwa strumienie:

  • przepyw pierwotny lub gorcy, który nastpi po procesie termodynamicznym;
  • przepyw wtórny lub przepyw zimny, który odbiera tylko energi mechaniczn.

Sprawno napdu silnika wzrasta w znacznych proporcjach przy wartociach rozcieczenia bliskich 5, a prdkoci wyrzutu s takie, e zimny strumie wytwarza 80% cakowitego cigu.

Typologia

Sporód maszyn wirnikowych stosowanych w lotnictwie w kategorii silników turboodrzutowych wyrónia si kilka typów:

  • Jednostopniowe turboodrzutowe tak zwane, poniewa pojedynczy strumie powietrza przepywa przez generator gazu
  • Silniki turboodrzutowe o podwójnym przepywie skadaj si z generatora gazu (gorcego pierwotnego przepywu), wokó którego kierowany jest wtórny (zimny) przepyw generowany przez wentylator odpowiedzialny za wychwytywanie natenia przepywu wikszego ni w generatorze gazu.

W kadym z tych typów maszyn konstrukcje takie jak:

  • Jednoczciowy
  • Wielobryowe

Z tych dwóch charakterystyk opracowano warianty, z których kady odpowiada na problemy zwizane z charakterystyk cigu, wydajnoci, kosztami itp. zgodnie z potrzebami producentów samolotów.

Chronologia zalena od postpu technicznego i technologicznego oznaczaa, e pierwsze silniki turboodrzutowe byy jednoprzepywowe i jednokadubowe. Zostay one wyposaone w generator gazu skadajcy si z pojedynczo poczonego zespou kompresor-turbina, przy czym kompresor móg by typu odrodkowego lub osiowego.

Obecnie, aby zwikszy wydajno w zakresie cigu i zuycia paliwa, sprark podzielono na kilka czci obracajcych si z rónymi prdkociami. Aby umoliwi napdzanie tych sprarek, podczono do nich turbiny, które same w sobie s róne.

Kada poczona para sprarka-turbina nazywana jest korpusem lub sprzgem, a obecnie turboodrzutowy o pojedynczym lub podwójnym przepywie moe by typu Single-Body, Double-Body lub Triple-Body, w zalenoci od producenta i obszaru zastosowania.

Proste ciao

Silnik Avia M-04, kopia Junkersa Jumo 004 B-1 zamontowanego w Me 262 , dziaa na zasadzie pojedynczej sprarki osiowej .

W tego typu maszynie generator gazu zawiera pojedynczy zespó wirujcy zwany korpusem, który zawiera sprark i turbin sprzone na tym samym wale, a zatem obracajce si z t sam prdkoci.

Wieloczciowy

Rozwizanie dwuprzepywowe moe by zastosowane w silniku turboodrzutowym dwuprzepywowym, jak równie w silniku turboodrzutowym jednoprzepywowym. Jest to zoona technologia, która oszczdza wag i dugo, a take umoliwia rozruchy wymagajce mniejszej mocy.

W tego typu maszynie generator gazu posiada dwa niezalene mechanicznie zespoy wirujce:

  • tak zwany korpus sprarki-turbiny LP  ;
  • tak zwany korpus turbiny sprarki HP .

Turbina zwizane z LP kompresora nazywa LP turbiny i e zwizane z HP kompresora nazywa HP turbina

Kady ze sprarki turbinowe par obraca si wasnej prdkoci, a my wtedy mówi o podwójnej ciaa lub dwukrotnie zaczepu turboodrzutowych . Poniewa prdko obrotowa obu korpusów jest róna, silniki te wymagaj dwóch duszych i ciszych wspórodkowych waów . W zamian wydajno jest wyranie lepsza.

Dwa way zwykle obracaj si w tym samym kierunku, aby nie narzuca nadmiernych prdkoci obrotowych na czce je oyska (lub oyska). Jednak w niektórych przypadkach obracaj si w rónych kierunkach, co ma t zalet, e nie akumuluj yroskopowych momentów obrotowych i umoliwia lepsz wydajno aerodynamiczn . Z drugiej strony, dynamiczne wzbudzenie, które wynika z dwóch cia przeciwbienych, jest funkcj sumy reimów obrotowych obu cia - zamiast by funkcj rónicy reimów, w przypadku wspóbienoci - dlatego bardzo wysoka, co stwarza problemy z odpornoci na wibracje .

Wszystkie silniki nowej generacji s dwulufowe, a nawet potrójne w przypadku silników o bardzo wysokim stopniu rozcieczenia . Ta ostatnia konfiguracja jest specyficzna dla rodziny silników Rolls-Royce Trent dla lotnictwa cywilnego. Charakteryzuje si obecnoci dodatkowego zespou kompresor-turbina o nazwie PI (dla cinienia poredniego).

Silnik turboodrzutowy jednoprzepywowy

W tego typu maszynie cay strumie powietrza przechodzi przez generator gazu.

Wytworzony cig zaley od masy powietrza wpywajcego do generatora gazu i nadanego mu przyspieszenia. Punkt pracy tego typu turboodrzutowego silnika charakteryzuje si gównie prdkoci obrotow zespou turbiny i sprark oraz temperatur na wlocie do turbiny.

Obszar uytkowania

Jednostopniowe silniki turboodrzutowe s haaliwe, zanieczyszczaj rodowisko i maj wysokie jednostkowe zuycie. Osigaj najlepsz wydajno tylko powyej Mach 1 .

Ze wzgldu na swoj wydajno i zuycie, silnik turboodrzutowy Simple Flux jest uywany gównie do duych prdkoci lotu oraz na polu wojskowym. Silniki te mog by wyposaone w dopalacz w celu znacznego zwikszenia cigu w krótkich okresach.

Silnik turboodrzutowy o podwójnym przepywie

Honeywell ALF 502 jest dwuprzepywow, silniki turboodrzutowe twin-ciao zainstalowany na Bombardier Challenger 600-1A11 .

W tego typu turboodrzutowcu wpuszczane jest wicej powietrza ni jest to konieczne dla generatora gazu, aby zmniejszy zuycie paliwa i zwikszy wydajno napdu. Dodatkowy przepyw (lub przepyw) przepywa jako obejcie wokó generatora gazu.

Chocia tasze przy prdkociach poddwikowych i mniej haaliwych silników odrzutowych do podwójnego strumienia (lub angielskiego turbofans ) pojawiy si w 1960 roku . W tych silnikach wielkogabarytowa dmuchawa moe absorbowa due masowe natenie przepywu, które tylko czciowo przechodzi przez sprark LP . Powietrze wstpnie sprone przez dmuchaw, które nie przechodzi do sprarki LP , zwane przepywem zimnym , omija gorc cz do dyszy, gdzie jest wyrzucane, mieszane lub nie z gorcymi gazami (przepyw gorcy). Umoliwia to, przy umiarkowanych prdkociach, poniej okoo 1,5 Macha, zwikszenie cigu poprzez zwikszenie natenia przepywu gazu i znaczne zmniejszenie poziomu haasu. W rzadkich przypadkach, takich jak General Electric CF700 lub General Electric CJ805-23 , dmuchawa nie jest umieszczana z przodu silnika, ale z tyu. Ta funkcja jest okrelana jako   tylny wentylator   w krajach anglojzycznych.

Udzia powietrza stanowicego przepyw zimna, który jest zmienny w zalenoci od silnika, jest wyraony stosunkiem wtórnego przepywu masowego (lub przepywu zimnego) do pierwotnego przepywu masowego (lub przepywu gorcego). Ten stosunek nazywany jest stopniem rozcieczenia . Silniki wojskowe zoptymalizowane do lotów naddwikowych maj stopie rozcieczenia mniejszy ni 1, podczas gdy silniki cywilne lub wojskowe zoptymalizowane do rejsów wokó Macha 0,8 maj stopie rozcieczenia midzy 5 a 10. Silniki dwuprzepywowe i wysoki stopie rozcieczania czerpi wikszo cigu z zimna przepyw (80%), strumie gorcy stanowi 20% cigu.

Zalety i zakres zastosowania

Rozwój silników turbomigowych i reaktorów obejciowych wyposaonych w bardzo duy wentylator rozwin si w duej mierze dla poddwikowych zakresów prdkoci. Przy wyszym przepywie powietrza i niszej temperaturze gazu przy tym samym cigu ich sprawno jest wysza, a zuycie mniejsze. Poniewa obcienie paliwem jest mniejsze, pozwala to na wiksz adowno.

Sprawno napdu, bdca stosunkiem mocy potrzebnej do lotu do wytwarzanej mocy cieplnej, pokazuje dla danego cigu, e sprawno ta byaby tym wiksza, e przepyw powietrza równie byby wikszy: rozwizanie polegajce na zwikszeniu przepyw powietrza bez zwikszania przepywu paliwa byby zatem akceptowalny, ale tak nie jest, poniewa prowadzi to do zmniejszenia sprawnoci cieplnej. Aby wic zwikszy przepyw powietrza bez zmniejszania sprawnoci cieplnej, potrzebne jest rozwizanie: podziel cakowity przepyw powietrza na dwa strumienie:

  • przepyw dla generatora gazu w celu utrzymania optymalnej sprawnoci cieplnej;
  • przepyw przepywajcy przez obejcie i mieszany z gorcym strumieniem albo w dyszy, albo w atmosferze.

Podwójny przepyw osiga kompromis midzy jednostopniowym silnikiem turboodrzutowym, którego sprawno jest interesujca tylko przy duych prdkociach, a turbomigowcem o ograniczonej prdkoci. Ponadto poprawia si jednostkowe zuycie i cichsza praca. Niemniej jednak dopalanie moe by zintegrowane z zespoem, z wysz wydajnoci ni w przypadku jednoprzepywowego silnika turboodrzutowego. Wiele nowoczesnych samolotów myliwskich ma równie turbofany wyposaone w dopalacz ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor itp.).

Podsystemy turboodrzutowe

Wewntrzny obieg powietrza

W turboodrzutowym ukadzie dwustrumieniowym powietrze wykorzystywane do sprania uszczelnie labiryntowych jest pobierane za sprark niskocinieniow. Powietrze chodzce gorcych czci, takich jak rozdzielacze i opatki turbiny HP, jest pobierane z wyjcia sprarki HP .

Wewntrzny obieg powietrza umoliwia równie wywieranie przeciwcinienia na sprark i tarcze turbiny w celu zmniejszenia si osiowych na oyskach.

Aby zachowa wystarczajce osigi, wycieki powietrza s ograniczone poprzez umieszczenie uszczelnie labiryntowych w caym silniku. Aktywn kontrol luzów promieniowych midzy wirnikami a obudowami turbiny (wysokiego i niskiego cinienia) zapewnia doprowadzenie powietrza pobieranego z wylotu sprarki wysokiego cinienia, którego natenie przepywu jest kontrolowane przez sam zawór sterowany przez regulacj silnika. . To wiee powietrze jest uywane do chodzenia skrzyni korbowej za pomoc uderzajcych strumieni powietrza. Sterowanie tym przepywem powietrza umoliwia kontrol rozszerzania si obudowy, a tym samym luzów promieniowych midzy stojanem a wirnikiem (dokadniej midzy ebrami a materiaami ciernymi). Celem manewru jest umoliwienie ograniczenia przepywów (strat) bypassu we wszystkich fazach lotu. System ten nosi nazw ACC, od okrelenia Active Clearance Control, i jest poprzedzony LPT lub HPT (Low Pressure Turbine Active Clearance Control and High Pressure Turbine Active Clearance Control). To rozrónienie jest wane, poniewa zarzdzanie przepywem nie jest takie samo dla dwóch turbin.

Obieg powietrza zewntrznego

W silniku turboodrzutowym o podwójnym przepywie zewntrzny obieg powietrza peni róne funkcje w samym silniku i na samolocie.

Powietrze jest zwykle pobierane ze sprarki HP i moe by uywane:

  • na silniku:
    • do rozmraania wlotu powietrza,
    • aby unikn pompowania sprarki dziki zaworowi upustowemu,
    • suy jako informacja o cinieniu i temperaturze do sterowania silnikiem;
  • w samolocie:
    • do utrzymywania cinienia w kabinie i klimatyzacji,
    • do odladzania czaszy,
    • do zwikszania cinienia w niektórych zbiornikach (hydraulicznych, wodnych, paliwowych),
    • do uruchamiania innych silników.

Niektóre akcesoria, które ulegaj znacznemu nagrzaniu, s chodzone przez cyrkulacj powietrza, a gondola silnika jest wentylowana z przepywu wtórnego lub powietrza zewntrznego.

Obieg oleju

Smarowanie polega na zapewnieniu utworzenia i odnowienia filmu olejowego na czciach wymagajcych smarowania, takich jak oyska, a take na odprowadzeniu ciepa. Stosowane oleje zale od obcienia i warunków temperaturowych i s obecnie gównie pochodzenia syntetycznego ze wzgldu na wikszy zakres temperatur i dusz ywotno ni oleje pochodzenia mineralnego.

Obieg oleju spenia funkcje:

  • przechowywanie;
  • zasilanie cinieniowe;
  • filtracja;
  • poprawa;
  • chodzenie;
  • odgazowanie;
  • kontrola dziaania poprzez pomiar cinienia i temperatury;
  • kontrola zuycia za pomoc wtyczki magnetycznej;
  • kontrola zatkania filtra.

Funkcja startu

Funkcja startowa musi zapewnia:

  • uruchomienie sprzga kompresor-turbina;
  • zapas paliwa w fazie rozruchu;
  • zapon wiec zaponowych komory spalania.

Uruchomi

Funkcja ta polega na obracaniu obrotowego zespou wytwornicy gazu tak, aby sprarka moga zasila komor spalania powietrzem. Moment obrotowy (C) wymagany dla napdu zaley od prdkoci obrotowej i temperatury. Na pocztku ronie silnie i maleje, gdy nastpuje zapon i maszyna przyspiesza. Od okrelonej prdkoci moment ten spada do zera i mówi si, e silnik jest autonomiczny.

Zapas paliwa

Ta funkcja steruje zasilaniem wtryskiwacza gównego i rozrusznika. Wtryskiwacze rozrusznika umoliwiaj rozprzestrzenianie si pomienia i zapon paliwa wtryskiwanego przez gówne wtryskiwacze. Paliwo jest dostarczane pod cinieniem za pomoc pompy, a natenie przepywu wymagane do rozruchu jest okrelane przez specjalne urzdzenie pomiarowe.

Zapon

Funkcja ta umoliwia zapon mieszanki paliwowej za pomoc iskier wytwarzanych przez wiece zaponowe wysokiego napicia.

Rozpocznij cykl

Cykl ten charakteryzuje si ewolucj parametrów:

  • temperatura gazu;
  • prdko obrotowa;
  • przypieszenie.

Sekwencja rozruchu jest realizowana przez specjaln dedykowan funkcj silnika turboodrzutowego.

Ponowny zapon

W locie

Procedura ponownego zaponu w locie róni si od zaponu naziemnego tym, e start zosta ju przeprowadzony.

Ta procedura ponownego zaponu oparta jest na tak zwanym zjawisku wiatrakowania. Rzeczywicie, kiedy mówi si, e silnik jest zatrzymany, nie wytwarza ju cigu, ale wzgldna prdko samolotu zmusza powietrze do cyrkulacji w silniku. Te strumienie powietrza s wystarczajce do wywoania obrotu wirujcych elementów silnika.

Jak wspomniano wczeniej, warunki rozruchu silnika s do restrykcyjne (temperatura, prdko obrotowa, gsto mieszanki itp.), Wic w tej konfiguracji ponownego zaponu konieczne jest znajdowanie si w pewnym zakresie prdkoci (wtedy skorelowany z prdkoci obrotow silnika) ) i wysoko (gsto powietrza).

Na ziemi

Szczególnej uwagi wymaga równie ponowne zapalanie silnika na ziemi. Gównym zagroeniem wynikajcym z takiej operacji jest Blokada wirnika. Zjawisko to dotyczy turbin, w szczególnoci turbiny niskiego cinienia. Gdy turbina stygnie, czci schadzaj si z rónymi prdkociami (w zalenoci od ich masy i bezwadnoci cieplnej). Ciesza obudowa chodzi si szybciej ni wirnik, a tym samym chowa si szybciej, podczas gdy wirnik pozostaje rozszerzony. Obudowa bdzie wtedy zaciska i blokowa wirnik. Jeli w tym czasie silnik zostanie ponownie uruchomiony, niektóre stopnie turbiny mog pozosta zablokowane. T drobn awari mona naprawi, wyczajc silnik i uruchamiajc go ponownie. Gorce powietrze, które w tym czasie przeszo przez silnik, wystarczy, aby rozszerzy skrzyni korbow i uwolni wirnik.

Aby unikn blokady wirnika, naley zachowa czas chodzenia midzy dwoma uruchomieniami. Jednak czas ten jest trudny do okrelenia, poniewa zaley od wielu parametrów (temperatura otoczenia, cykl, jaki przeszed silnik przed wygaszeniem, zuycie materiaów ciernych itp.).

Wentylacja

Czasami na ziemi oraz w kontekcie testów lub specjalnych procedur konieczne jest uruchomienie sprzga turbiny z kompresorem bez zaponu iz wtryskiem paliwa lub bez.

Mona zastosowa wentylacj such :

  • spuci niespalone paliwo przed uruchomieniem;
  • do schadzania temperatury resztkowej w celu uniknicia gorcych punktów po badaniu;
  • jako cz procedury konserwacji;

Wentylacj mokr mona zastosowa po przetestowaniu przechowywania silnika przed montaem pod skrzydem.

Kontrola i regulacja

Zamówione

Sterowanie turboodrzutem przez pilota odbywa si w prosty sposób, na ogó za pomoc pojedynczego sterowania, zwanego dwigni przepustnicy. Celem jest uzyskanie, dla danego pooenia dwigni przepustnicy oporowe wydajno dostosowana do warunków lotu. Cinienie, temperatura i prdko powietrza wpuszczanego do silnika zmieniajce si w sposób cigy wraz z wysokoci i prdkoci lotu, konieczne byo wprowadzenie midzy sterowaniem pilota a silnikiem ukadu regulacji.

Charakterystyczne pooenia dwigni przepustnicy dla cywilnego silnika turboodrzutowego to:

  • TO / GA (Start / Odejd - Start / Odejd na drugi krg);
  • CL (Climb - Climb);
  • Mct (ciga Maxi);
  • Bezczynno (zwolnione tempo);
  • Reverse (Reverse - odwracacz cigu).

Kontrola

Wiadomo, e cig jest funkcj przepywu powietrza wpywajcego do silnika turboodrzutowego i jego wyjciowej prdkoci wyrzutu. W pierwszym przyblieniu mona powiedzie, e przepyw powietrza jest proporcjonalny do prdkoci obrotowej, a prdko wyrzutu jest proporcjonalna do temperatury przed turbin.

W konsekwencji kontrolowanie cigu sprowadza si do kontrolowania:

  • prdko obrotowa
  • temperatura przed turbin

Celem funkcji kontrolnej jest równie:

  • zapewni, e limity eksploatacyjne nie zostan przekroczone;
  • wykry ewentualn anomali operacyjn;
  • monitorowanie rónych parametrów silnika w czasie rzeczywistym;
  • do kontrolowania niektórych faz operacyjnych, takich jak uruchamianie.

Funkcja ta jest realizowana z pomiarów wykonanych na takich parametrach jak:

  • prdko obrotowa;
  • temperatura gazów;
  • cinienia pneumatyczne i hydrauliczne mierzone w rónych miejscach;
  • temperatura powietrza, oleju itp.

Pomiar drga oysk jest niezbdny z punktu widzenia monitorowania bezpieczestwa lotu

Rozporzdzenie

Rola

Gównym celem funkcji regulacji jest automatyczne utrzymywanie silnika turboodrzutowego w okrelonych granicach prdkoci obrotowej i temperatury turbiny.

Regulacja ta dotyczy jedynego ogólnie dostpnego parametru fizycznego: przepywu paliwa wtryskiwanego do komory spalania.

Konstytucja

System regulacji skada si z rónych urzdze, które musz spenia nastpujce funkcje:

  • informacji ;
  • przenoszenie;
  • kontrola;
  • wytwarzanie energii.

To urzdzenie skada si z obwodu paliwowego, elementów sterujcych czciami ruchomymi (dysza, zawory upustowe, zmienne stojany itp.), Obwodu elektrycznego, rónych czujników i komputera regulacyjnego.

Operacja

Regulacja w ustabilizowanej pracy turboodrzutnika utrzymuje prdko obrotow i optymaln temperatur przed turbin tak, aby sia cigu odpowiadajca wybranemu pooeniu dwigni bya zapewniona niezalenie od zakóce zewntrznych. Automatycznie utrzymuje odpowiedni punkt pracy, optymalizujc moment obrotowy (przepyw paliwa; sekcja dyszy), jednoczenie zapewniajc zarzdzanie ograniczeniami eksploatacyjnymi maszyny.

Poniewa bezporednia regulacja temperatury przed turbin jest bardzo delikatna, decydujemy si na regulacj parametrów silnika reprezentatywnych dla tej temperatury:

  • prdko silnika ;
  • prdko silnika plus sekcja dysz;
  • prdko silnika plus temperatura na wylocie gazu;
  • C / P bogactwo spalania z C dla przepywu paliwa i P dla cinienia na wylocie ze sprarki.

Aby dziaa na tych parametrach i kontrolowa je, mamy rodki zwane [parametrami regulacyjnymi] w zmiennej liczbie w zalenoci od typu turboodrzutu:

  • Przepyw SEC;
  • Przepustowo komputera;
  • zmienna sekcja dysz;
  • zawory upustowe;
  • zmienne stojany;
  • itp.
Przepisy dotyczce eksploatacji silnika

Niezmienne przepisy eksploatacyjne specyficzne dla kadego typu turboodrzutowego silnika cz te róne parametry i pozwalaj na utrzymanie stabilnego punktu pracy silnika odpowiadajcego cigowi wybranemu przez pilota.

Prawa pracy silnika to zalenoci, które umoliwiaj poznanie zmian regulowanych lub regulowanych parametrów (tych, które maj by regulowane), gdy zmieniaj si parametry regulacyjne. Te prawa pracy silnika s nieodczn charakterystyk silnika i s zmienne w zalenoci od warunków lotu i wartoci parametrów regulacyjnych. Nie naley ich myli z przepisami regulacyjnymi.

Na przykad dla reaktora z dyszami staymi, bez zmiennych stojanów lub bez zaworów nadmiarowych i dla danego stanu lotu:

  • prawo regulacji (prdko jako funkcja przepywu paliwa) da warto prdkoci N0 odpowiadajc przepywowi paliwa C0;
  • Prawo silnika (temperatura na wlocie turbiny jako funkcja prdkoci) da warto temperatury na wlocie turbiny Tet0 dla wartoci prdkoci N0.

Na tym prostym przykadzie widzimy, e regulacja turboodrzutu bdzie polegaa na integracji jego wewntrznych charakterystyk w bardziej globalnym systemie uwzgldniajcym elementy zewntrzne.

Aby ustawi punkt pracy silnika, musimy oddziaywa na parametry regulacji poprzez funkcj regulacji, która moe by:

  • zaprogramowana regulacja, której warto wyjciowa, wynikajca z przetwarzania wartoci zadanej wejciowej przez prawo regulacyjne, nie uwzgldnia aktualnych warunków;
  • regulacja ptli, która bierze pod uwag jej dziaanie w celu zmodyfikowania go zgodnie z zewntrznymi zmianami.
Tryby regulacji

Istniej dwa gówne tryby, które mona skojarzy, i które s to tryby:

  • zaprogramowany;
  • krcony.
Zaprogramowana regulacja

Ten rodzaj regulacji jest stabilny, ale niezbyt precyzyjny, poniewa rzeczywiste zakócenia czsto róni si, a nawet bardzo róni, od aktualnie zaprogramowanych warunków. Zestaw parametrów nie zawsze bdzie mia dan warto, co ostatecznie resetuje ten typ regulacji, aby zagwarantowa stabilno punktu pracy w zalenoci od warunków zewntrznych.

Na przykad, jeli na danej wysokoci pooenie dwigni ustala warto przepywu paliwa, która sama ustawi warto prdkoci, a wysoko zmieni si bez poinformowania regulacji, bdzie rónica midzy prdkoci rzeczywist a reimem, jaki powinien mie.

Z drugiej strony, w warunkach przejciowych, gdzie ograniczenia mog zosta osignite, lepiej jest zastosowa program, który zintegruje wszystkie zatrzymania, biorc pod uwag rónice midzy silnikami i starzenie si czci o ograniczonej ywotnoci.

Na przykad dla myliwca na pokadzie czas potrzebny na ustalenie maksymalnego cigu jest czsto tak samo wany jak sam poziom cigu, poniewa w przypadku nieudanego ldowania odejcie na drugi krg musi by wykonane cakowicie bezpiecznie bez silnika. utrata mocy w wyniku pompowania lub intensywnego wyginicia.

Regulacja zaptlona

Zasada regulacji ptlowej polega na wykryciu rónicy midzy wartoci wyjciow a wartoci zadan na wejciu, a nastpnie na wykorzystaniu tej rónicy do sterowania jednym lub wiksz liczb parametrów sterujcych. Ten rodzaj regulacji umoliwia przezwycienie zewntrznych odchyle, ale ma t wad, e jest niestabilny. Ta niestabilno jest zwizana z czasami odpowiedzi transmisji i ze wzmocnieniem ptli, to znaczy z zalenoci midzy zmian wyjciow a zmiennoci wejciow.

Wydajno ptli bdzie taka, jak zespou regulacja + silnik, przy czym ten ostatni ma wasne wzmocnienia i czasy odpowiedzi. Poniewa charakterystyka turboodrzutowego silnika zmienia si w bardzo duych proporcjach w zalenoci od warunków lotu (Mach, wysoko), aby zachowa dobr ogóln reakcj niezalenie od warunków zewntrznych, charakterystyka regulatora równie musi si zmienia. To wanie komplikuje przepisy dotyczce silników turboodrzutowych w porównaniu z regulacjami procesów przemysowych.

Systemy regulacyjne

Zastosowanie turboodrzutnika polega na utrzymywaniu go w stabilnej pracy dla kadych warunków lotu i doprowadzeniu do stanu przejciowego pomidzy dwoma stanami stabilnymi. Wskazuje to na potrzeb zapewnienia dwóch gównych trybów regulacji:

  • ustabilizowana regulacja reimowa, która utrzymuje punkt pracy dla wybranego stanu lotu, pomimo wszelkich zmian warunków zewntrznych i która gwarantuje przestrzeganie granic bezpieczestwa, których naley unika:
    • odjazd z nadmiern prdkoci,
    • zjawisko przegrzania ,
    • itp.
  • Regulacja w trybie przejciowym co pozwala na szybk zmian punktu pracy unikajc:

System regulacji zarzdza równie innymi funkcjami:

  • rozruch reaktora:
  • zapon wiec zaponowych podczas rozruchu:
  • aktywna kontrola luzu dla niektórych silników;
  • itp.
Regulacja silnika

Ustabilizowany punkt pracy silnika znajduje si na okrelonej linii w polu sprarki, ale gdy pilot zada innej prdkoci sprarki za pomoc przepustnicy, regulacja musi:

  • zwikszy przepyw paliwa, gdy pilot przyspiesza;
  • zmniejszy przepyw paliwa w przypadku odmiennego dania, biorc pod uwag ograniczenia maszyny.

Podczas zmian prdkoci punkt pracy sprarki opuszcza ustabilizowan lini robocz pola sprarki. Fizycznie wzrost iloci paliwa w komorze spalania powoduje nadmierne rozprenie powietrza, co powoduje nagy wzrost stopnia sprania sprarki: praca turbiny ronie szybciej ni praca pochaniana przez sprark, silnik przyspiesza . Odwrotna sytuacja wystpuje, gdy jest mniej paliwa, silnik zwalnia.

Regulacja silnika dostarcza zatem niezbdne paliwo w zalenoci od prdkoci obrotowej, cinienia i temperatury w okrelonych punktach turboodrzutowego.

Ograniczenia i zakazy

Aby przej z jednego punktu pracy do drugiego, odchodzi si od pocztkowej ustabilizowanej krzywej i napotyka ograniczenia:

  • nagy wzrost przepywu paliwa moe prowadzi do:
    • przy chwilowej nadmiernej temperaturze przed turbin,
    • do bogatego wymarcia,
    • pompowanie sprarki poprzez nagy wzrost cinienia na wylocie ze sprarki;
  • zmniejszenie przepywu paliwa, które moe prowadzi do wyganicia ubogiej mieszanki.

Aby zabezpieczy si przed tymi niebezpiecznymi zjawiskami, w rozporzdzeniu zastosowano ograniczenie przepywu paliwa:

  • wysoki zwany: stop przyspieszenia:
  • niski zwany: zatrzymanie zwalniania.
Preambua

Wszystkie regulatory skadaj si z ukadu dedykowanego do obliczania praw, a drugiego do ich wykonywania (przepyw paliwa i zmienna geometria). Jeli od pierwszych silników turboodrzutowych cz wykonawcza niewiele si zmienia (system regulator-zawór dozujcy istnia w ATAR101 SNECMA w 1949 r.), To w czci obliczeniowej dokonano znacznej ewolucji.

Do 1970 r. Obliczenia praw dokonyway si za pomoc systemów hydromechanicznych uruchamiajcych dwignie, krzywki, kapsuki aneroidowe, siowniki, reduktory cinienia itp.

Od lat siedemdziesitych XX wieku elektronika pojawiaa si stopniowo, bya to era mieszanych systemów obliczeniowych o niskim autorytecie, gdzie prawa regulacji byy czciowo realizowane przez analogowe funkcje elektroniczne z:

  • elektryczne wykrywanie parametrów silnika lub warunków lotu (wysoko, cinienie uderzenia itp.);
  • hydromechaniczne serwomechanizmy sterujce z elektryczn wartoci zadan.

W poowie lat osiemdziesitych XX wieku, po ewolucji technologii cyfrowej, pojawiaj si pierwsze systemy, w których elektronika zwizana z przetwarzaniem danych przejmuje pen kontrol nad funkcj obliczeniow, która nastpnie zajmuje si nie tylko przepisami prawnymi, ale take przepisami dotyczcymi ochrony silnika, zintegrowanej konserwacji i bezpieczestwa eksploatacji cay silnik.

Regulacje, które pocztkowo byy hydromechaniczne, ewoluoway w kierunku mieszania z coraz waniejsz czci elektroniki, tworzc obecnie tak zwane systemy Full Authority i redundant, co oznacza pen autonomi dziaania systemu. interwencja pilota.

Ewolucja technologiczna

Regulacja w peni hydromechanicznego silnika ATAR9C SNECMA za pomoc oleju do pynu poprzedza regulacj silnika ATAR9K50 SNECMA wyposaonego w ukad zmiennego wycieku sterowany silnikiem elektrycznym sterujcym hydromechaniczn regulacj dyszy. W silnikach Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde zainstalowano pierwszy analogowy system regulacji.

Silnik SNECMA M53-5 by wyposaony w regulacj Full Authority Analogue, a silnik SNECMA M53-P2 zosta wyposaony w regulacj Full Authority Digital.

Od poowy lat osiemdziesitych XX wieku zaczto wyposaa Pratt & Whitney PW2000 i CFMI / CFM56-A w regulacj Digital Full Authority Redundant . Ten system sta si powszechny w samolotach komercyjnych kadej wielkoci. Dotyczy to równie wszystkich najnowszych samolotów wojskowych.

Regulacja diety
Cel

Celem regulacji tego parametru silnika jest uniknicie nadmiernych i niedostatecznych obrotów przy jednoczesnym umoliwieniu precyzyjnej kontroli danego poziomu cigu.

Historyczny

Pierwsze regulacje dziaay na tej samej zasadzie, co regulatory kulowe pierwszych silników parowych. Do oddziaywania na przepyw paliwa wykorzystano odksztacenie równolegoboku, funkcj prdkoci. Dziaanie na element sterujcy przepustnic, umoliwiajce zapewnienie nowego odniesienia prdkoci poprzez modyfikacj punktu równowagi równolegoboku.

Wady tego typu regulacji byy dwojakie:

  • stay stosunek (wzmocnienie ptli) midzy wykryt rónic prdkoci a wygenerowan rónic przepywu paliwa lub na wysokoci ten wspóczynnik (wzmocnienie) musi si zmniejszy, aby unikn przekroczenia prdkoci:
  • rónica w przepywie paliwa proporcjonalna do tego samego wzmocnienia na jednym kroku (gwatowny ruch) dwigni, gdy powinna by proporcjonalna do cinienia w komorze spalania, aby nie spowodowa zganicia sprarki lub jej wygaszenia.

Pocztkowo te wady zostay wyeliminowane przez skorygowanie wzmocnienia acucha zwrotnego poprzez zintegrowanie w nim kapsuy barometrycznej i mechanicznych tumików w celu utrzymania duego wzmocnienia w sprzeniu zwrotnym. Ten rodzaj regulacji dopasowano do Turbomeca za Marbore silników zamontowanych w Fouga samolotów. Pomimo tych napraw, szybkie zmiany pooenia dwigni byy zabronione powyej 4600  m , aby unikn opisanych powyej wad.

Z drugiej strony system ten umoliwia regulacj bez dwigni gazu. Ten proces jest stosowany w TURMO IIIC4 firmy Turbomeca wyposaonym w SA330 Puma. Prdko wirnika (NR) jest podan sta, a prdko obrotowa turbiny (mechanicznie poczonej z wirnikiem) umoliwia wykrycie zmiany NR po zmianie polecenia skoku zbiorczego. Prdko obrotowa turbiny (NTL) jest stosowana w ukadzie dozowania podajnika, który modyfikuje Qc (przepyw paliwa) w celu utrzymania staego NTL, a tym samym staego NR. Ten system wywouje regulacj a posteriori . Jeli pilot zmienia równowag Moc dostarczana z silnika / Moc pochaniana przez wirnik, zmienia si prdko wirnika, regulacja wykrywa t zmian i koryguje przepyw paliwa w celu znalezienia danego NR. Ta regulacja jest raczej mikka i zawsze domylnie: kiedy NR spada, Qc wzrasta, ale nie na tyle, aby odzyska pierwotny NR. I odwrotnie, jeli wzrasta Nr, Qc jest zmniejszone, ale nowa regulowana Nr bdzie wiksza ni stara. Ten system udowodni swoj warto i jest nadal w uyciu, poniewa cieszy si du prostot, a tym samym du niezawodnoci, niezalenie od róda energii elektrycznej.

Po drugie, kontrolowanym parametrem nie by ju przepyw paliwa, ale gsto mieszanki paliwowo-powietrznej w celu wyeliminowania wpywu cinienia, a tym samym wysokoci. Regulacja ta wymagaa bardziej zoonego mechanizmu, który umoliwiby zintegrowanie górnych i dolnych ograniczników przy zmianie bogactwa w celu usunicia ogranicze prdkoci dwigni. Silniki ATAR SNECMA jako pierwsze zostay wyposaone w ten bardziej wydajny system.

Przybliona znajomo parametru bogactwa z przepywu paliwa i cinienia jest poprawiana przez wprowadzenie parametru Temperatura, a nastpnie warunki lotu (wysoko, cinienie uderzenia) s wykorzystywane do wyznaczania górnego i dolnego progu bogactwa. Wszystkie te informacje pojawiaj si w silnikach ATAR 9K50 SNECMA w formie elektrycznej.

W silnikach z podwójnym nadwoziem prdko regulowana jest tylko w jednym nadwoziu, a w drugim: na przykad w modelu F404 w trybie SEC steruje si nadwoziem HP, natomiast w przypadku wersji PC jest to korpus LP

Regulacja dysz

Wymyli.

Dopalacz

Dopalacz, czasami nazywany dogrzewaniem, jest systemem stosowanym w turboodrzutowych samolotach wojskowych i niektórych naddwikowych samolotach cywilnych w celu zwikszenia prdkoci wyrzutu gazu, co prowadzi do zwikszenia cigu, umoliwiajc poszerzenie obwiedni lotu.

Zasada polega na wtryskiwaniu nafty - za turbin , std okrelenie supek - w strumie gazu, zanim opuci on gardziel dyszy reaktora. Spalanie tego róda paliwa odbywa si z wykorzystaniem resztkowego tlenu, który jest nadal obecny po pierwotnym spalaniu.

Rola dopalania

W turboodrzutowcu ograniczeniem temperatury w gównej komorze spalania s materiay stanowice stopie turbiny. Cig dostarczany przez turboodrzutnik jest proporcjonalny do prdkoci wyrzutu na wylocie dyszy, która sama jest ograniczona temperatur na wylocie turbiny. Aby zwikszy prdko wyrzutu midzy wylotem turbiny a dysz wyrzutow, do strumienia gazu, który nadal zawiera tlen, wtryskiwane jest paliwo z powodu rozcieczenia w celu chodzenia w przypadku silników jednostrumieniowych lub z faktu, e w silnikach dwuprzepywowych, przepyw wtórny nie bra udziau w spalaniu pierwotnym.

Ten dodatkowy zasilacz umoliwia zwikszenie obwiedni lotu i umoliwia wykonywanie misji przechwytujcych. Dziki temu wyposaeniu moliwe s pewne moliwoci, takie jak start z krótkiego pasa startowego czy zezwolenie na walk powietrzn. W ten system grzewczy do tej pory wyposaono tylko dwa samoloty cywilne, francusko-brytyjski Concorde i rosyjski tupolewa Tu-144 . Faktem jest, e nawet jeli jest to konieczne ze wzgldu na metalurgiczn granic turbiny, jest ona uywana tylko tymczasowo, poniewa jest duym konsumentem paliwa i pozostaje zasadniczo prerogatyw szybkich samolotów bojowych.

Genera

Aby wyrzuci gaz przez dysz, wystarczy, aby jego cinienie generujce przed wlotem byo wiksze ni zewntrzne cinienie statyczne za wylotem. Prdko wyrzutu jest rosnc funkcj wytwarzanego cinienia a do okrelonej wartoci stosunku cinienia przed zaworem do cinienia wylotowego. Poza tym prdko wyrzutu pozostaje staa.

Masowe natenie przepywu i pd przez dysz nie maj ogranicze i rosn wraz z wytwarzanym cinieniem. Ograniczenie prdkoci wyrzutu zaley od temperatury gazu: im gortszy gaz, tym wysza bdzie prdko wyrzutu.

Jeli temperatura wzrasta, dla danego wytwarzanego cinienia masowe natenie przepywu wyrzucanego maleje, ale wyrzucany pd ronie, a tym samym zwiksza si cig.

W efekcie moliwe jest zwikszenie cigu danego silnika turboodrzutowego charakteryzujcego si maksymalnym cinieniem wytwarzajcym jego peny gaz SEC poprzez podgrzanie gazu przed jego wyrzuceniem.

To dogrzewanie nazywane jest dopalaniem lub nagrzewaniem, a punkt pracy silnika znajduje si na penym gazie PC.

Cechy szczególne

Korzyci

Jest to technicznie prosty rodek, poniewa bez dodatkowych ruchomych czci mechanicznych, dziki czemu jest lekki i wolny od napre termicznych, którym poddawane s inne czci silnika. Pozwala na zwikszenie cigu [+ 50%] turboodrzutnika bez zmiany jego wielkoci lub pracy jego sprarki. Jest to niezbdny rodek, aby osign wysokie wartoci Macha, gdy dyszy nie mona na stae dostosowa do charakterystyki lotu.

Niedogodnoci

Dla wojska PC ma znaczc sygnatur w podczerwieni i wyranie zwiksza jednostkowe zuycie (CS w kg / (daNh)) silnika. Dla ludnoci cywilnej gównymi wadami s haas i SC.

Wreszcie, pozorna prostota mechaniczna nie wyklucza potrzeby posiadania dyszy ze zmienn sekcj szyjki, aby unikn wzrostu cinienia wylotowego sprarki przed ponownym nagrzewaniem. Ten wzrost cinienia, zwany blokad termiczn, moe spowodowa zatrzymanie sprarki.

Zwikszony cig

Dla przepywu gazu D wyrzucanego z prdkoci Vs , z odpowiedniej dyszy z sekcj szyjkow Sc i sekcj wylotow S, wzory aerodynamiczne wskazuj, e liczba Macha na wylocie dyszy jest cile zwizana ze stosunkiem równie odcinków szyjki i wylotu jako stosunek (Cp / Cv) ciepa waciwego powietrza przy staym cinieniu do ciepa waciwego powietrza przy staej objtoci.

Cig jest proporcjonalny do Mach na wylocie dyszy i do vTt (cakowita temperatura gazu). W turboodrzutowym nateniu przepywu ustalanym przez sprark, jeeli geometria dyszy jest utrzymywana na staym poziomie, cig uzalenia si wycznie od cakowitej temperatury gazu.

Otrzymujemy wówczas uproszczon formu F vTt

Przykad: jeli Tt = 1000  K przy suchym PG i jeli Tt = 2000  K przy PGpc, wówczas stosunek cigu midzy PGsec i PGpc wynosi v2 = 1,414

Wzrost prdkoci gazu

Zachowanie natenia przepywu midzy wlotem a wylotem, zwizane z rozszerzaniem si gazów przez ich nagrzewanie, prowadzi do wzrostu prdkoci na wylocie proporcjonalnie do wspóczynnika rozszerzalnoci, jeeli wemie si pod uwag kana cylindryczny i przepyw poddwikowy.

Przecznik oporowy

McDonnell Douglas MD-82 jest wyposaony w odwracania cigu silnika.

Cel

Jest to system ( paszczyznach transportowych , tankowcówitd. ), Które wyposaa pewn samolotów bojowych, takich jak panavia tornado lub Saab 37 Viggen ale który jest przymocowany gównie handlowej samolotu cywilnego wyposaonej w reaktorach. Wyposaenie to, które nie jest obowizkowe w tego typu statkach powietrznych, nie jest brane pod uwag przy certyfikacji statku powietrznego.

W duych samolotach komercyjnych lub wojskowych jest to system, który ma na celu odchylenie cigu do przodu w celu zmniejszenia drogi hamowania podczas faz ldowania przy jednoczesnym odcieniu gównego ukadu hamulcowego.

Zasada

Odwracacz cigu jest urzdzenie, które skada si z wprowadzenia przeszkod w przepywie dla odchylania czci, w kierunku zwijania, a tym samym tworzy cig ujemny, która ma tendencj do spowalniania urzdzenia w fazie walcowania., Co wynika ldowania podwozie w celu skrócenia drogi hamowania podczas ldowania . W silnikach dwuprzepywowych odwrócenie kierunku mona wykona na obu przepywach, przy czym uzyskany przeciwcinienie jest rónic midzy ujemnym cigiem uzyskanym na przepywie wtórnym a cigiem przepywu pierwotnego.

Zwykle tylko przepyw wtórny jest kierowany przez urzdzenia rewersyjne.

Technologia

Stosowanych jest kilka typów falowników, takich jak:

  • falowniki sieciowe na przepywie wtórnym silników CFM;
  • falowniki sieciowe na obu strumieniach w silnikach typu CF650;
  • falowniki przeszkód jak na Concorde, gdzie dwie symetryczne czci dyszy obracaj si, aby skierowa strumie do przodu.

Falownik mona uruchomi tylko wtedy, gdy statek powietrzny znajduje si na ziemi, a nadmiarowe systemy bezpieczestwa uniemoliwiaj jego otwarcie lub uruchomienie podczas lotu.

Rewersem steruj specjalne dwignie zamontowane na dwigni gazu.

Cig wektora

Rockwell-MBB X-31 moe osign wektor 3D cig.

Specyfika najbardziej wydajnych samolotów wojskowych, zwaszcza przechwytujcych , dysza odrzutowa jest przeduana przez urzdzenie sterowalne, które umoliwia odchylenie strumienia, a tym samym kierunek cigu, aby zwikszy manewrowo samolotu. Ogólnie mówimy o dwuwymiarowym (odpowiednio trójwymiarowym) cigu, gdy cig jest skierowany w jednej (odpowiednio dwóch) paszczyznach kierunkowych. Oprócz tego aspektu umoliwia równie poruszanie si w rodowiskach, w których lotki i powierzchnie sterowe s zbdne, to znaczy na bardzo duej wysokoci, gdzie powietrze jest rozrzedzone .

Urzdzenie to jest uywane w szczególnoci w rosyjskich prototypach Sukhoï ( SU-37 , MiG 1.44 i MiG-29 OVT ) oraz amerykaskich myliwcach ( F-22 , F / B-22 Concept i JSF ). Najnowszym opracowaniem (2005) jest Rockwell-MBB X-31 . Cig moe by równie odchylony w kierunku ziemi, aby umoliwi pionowe starty i ldowania, jak w przypadku Harrier , F-35 i Yak-141 .

Gondola

Nazwa gondoli okrela wszystkie osony otaczajce silnik i jego zawieszenie na skrzydle lub kadubie samolotu.

Gówne funkcje gondoli to:

  1. zapewniaj przepyw powietrza na zewntrz i przez silnik przy dobrych parametrach aerodynamicznych i akustycznych;
  2. zawieraj silnik, a nawet akcesoria do samolotów;
  3. poprowad wentylacj wymagan dla silnika i jego akcesoriów za pomoc dobrych uszczelek;
  4. powstrzyma ewentualny poar lub zapewni zatrzymanie opatki dmuchawy, która powinna si poluzowa;
  5. czasami zapewniaj odwrotny cig silnika.

Pomocniczy zespó napdowy

Silniki turboodrzutowe generalnie wymagaj do uruchomienia pomocy silnika pomocniczego, GAP ( Auxiliary Power Unit ) lub APU ( Auxiliary Power Unit ). Jest to may silnik turbinowy, czsto wywodzcy si z maszyny wirnikowej helikoptera i umieszczony w kadubie samolotu, czsto w tylnej czci, który dostarcza równie sprone powietrze do zasilania rozruszników pneumatycznych silników turboodrzutowych, a nie energi elektryczn przed startem. GAP moe by czasami uywany do generowania hydraulicznego, w sytuacjach awaryjnych.

GAP jest uruchamiany przez akumulator (y) elektryczny statku powietrznego lub przez zewntrzny zespó napdowy. GAP moe by równie uywany jako awaryjny generator elektryczny, gdy wszystkie generatory i alternatory silników turboodrzutowych lub turbomigowych nie dziaaj. Ostatnie testy zostay pomylnie przeprowadzone z wodorowymi ogniwami paliwowymi jako GAP. Urzdzenia te s lejsze i nie wymagaj wlotu powietrza, ale s drosze.

Rozwój i certyfikacja

Cel

Wszystkie dziaania zwizane z opracowaniem turboodrzutowego silnika i jego certyfikacj maj na celu wykazanie, e w momencie wejcia do suby bdzie spenia warunki jakoci i bezpieczestwa narzucone przez klienta, w tym przypadku producenta samolotu. Aspekt jakoci zostanie uwzgldniony w testach rozwojowych, podczas gdy kryteria zwizane z bezpieczestwem zostan ocenione podczas testów certyfikacyjnych.

Próby rozwojowe

Testy rozwojowe, których celem jest optymalizacja wydajnoci i pozyskanie danych inynierskich, koncentruj si gównie na:

  • zakres dziaania gównych elementów, takich jak;
    • wentylatora  ;
    • HP i LP sprarki  ;
    • HP i LP turbiny  ;
    • komora spalania;
  • ogóln wydajno maszyny, poniewa róne elementy s montowane a do kompletnego silnika;
  • operatywno, która umoliwia sprawdzenie stanu przejciowego (marginesy pompowania) i okrelenie przestojów roboczych (przyspieszanie i zwalnianie);
  • wentylacja wewntrzna, ograniczenia mechaniczne oraz haas i zanieczyszczenie chemiczne;
  • wytrzymao, która pozwala na walidacj pewnych wyborów technologicznych;
  • spoycie przedmiotów (ptaki, lód, woda, piasek) i oblodzenie;
  • przygotowanie testów w locie i na ziemi na globalnych stanowiskach testowych w warunkach otwartych i zamknitych.

Aby zapewni opracowanie nowego silnika, konieczne byo w latach 2000:

  • 7 do 8 zgodnoci silniki pochodzce z prototypów i podobne silniki, które maj by wytworzone w szeregu;
  • czny okres 3 lat (18 miesicy w przypadku silnika pochodnego) i znaczny budet;
  • okoo 5000 godzin pracy cznie po certyfikacji.

Orzecznictwo

Rozwój i produkcja silników turboodrzutowych wykorzystywanych do napdzania samolotów musi spenia wymagania takich organizacji jak DGAC (JAR-E) dla Francji czy FAA (FAR33) dla Stanów Zjednoczonych. Niektórzy producenci, tacy jak Safran Aircraft Engines dla Francji i GE dla Stanów Zjednoczonych, wspópracuj w zakresie wspólnych silników, co zobowizuje ich do spenienia najbardziej restrykcyjnych norm w przypadku braku porozumienia.

Certyfikacja odbywa si w dwóch gównych etapach:

  • przez demonstracj;
    • podobiestwo do istniejcego ju certyfikowanego;
    • analiza techniczna i metodologiczna;
    • czciowe wyniki testów;
    • pene wyniki testów silnika;
  • poprzez testy silnika, które na to pozwalaj;
    • kalibracja charakterystyk mocy silnika;
    • demonstracja prawidowego dziaania (rozruch, bieg jaowy, przyspieszenie, przekroczenie prdkoci, odpowied cigu);
    • sprawdzi brak wibracji i szkodliwego rezonansu w polu eksploatacji;
    • sprawdza wytrzymao za pomoc cyklicznych testów;
    • badanie braku ognia przez 15 sekund i braku zerwania zawieszenia na skrzydle silnika w nastpstwie pknicia opatki WENTYLATORA;
    • sprawdzenie zachowania si silnika w przypadku znacznego przekroczenia temperatury EGT przez okres kilku minut;
    • sprawdzenie odpornoci na oblodzenie poprzez wtryskiwanie wody o niskiej temperaturze;
    • aby sprawdzi, czy silnik dziaa dobrze w przypadku poknicia (woda, lód, piasek, ptaki).

Umowa z producentem samolotu

Producent silnika podpisuje umow z producentem statku powietrznego w postaci specyfikacji okrelajcej i gwarantujcej wszystkie dane techniczne silnika, który zostanie zamontowany na statku powietrznym. Niniejsza umowa zawiera dwie podstawowe klauzule:

  • gwarancja cigu;
  • gwarancja okrelonego zuycia.

Zdolno silnika do spenienia okrelonych wymaga w zakresie cigu i zuycia jest wykazana w programie certyfikacji statku powietrznego, którego gówne etapy w przypadku silnika s nastpujce:

  • praca na ziemi na otwartych stanowiskach testowych silników zgodnych z wymogami , najpierw wyposaonych w gondol ATC, a nastpnie wyposaonych w gondol FTC  ;
  • testy osigów w locie z gondol FTC  ;
  • obliczanie cigu w locie i ustalenie zasad postpowania (zarzdzanie moc);
  • obliczenie jednostkowego zuycia i porównanie z gwarancj.

Przepisy dotyczce cigu i jazdy ( zarzdzanie moc )

Cel

Róne ustawienia silnika s ustalane dla prdkoci roboczych (na ziemi iw locie na biegu jaowym, start, wznoszenie, przelot), a danie cigu producenta statku powietrznego jest realizowane w caym zakresie lotu i dla kadej wersji silnika statku powietrznego.

Ten proces odbywa si w trzech krokach:

  • okrelenie niezbdnych poziomów cigu;
  • wykazanie zdolnoci silnika do utrzymania wymaganego cigu przy zachowaniu certyfikowanych limitów;
  • okrelenie praw sterowania silnikiem umoliwiajcych osignicie wymaganych poziomów cigu.

Definicja wymaganego cigu

Ocena cigu, jaki bdzie musia zapewni silnik, jest wynikiem procesu, który rozpoczyna si u producenta samolotu od bada rynkowych, których celem jest okrelenie potrzeb linii lotniczych pod wzgldem wielkoci, wagi, zasigu  itp. , i które prowadz do okrelenia klasy cigu jednostki napdowej.

Producent silnika oferuje producentowi samolotów model matematyczny silnika, który integruje jego dowiadczenie przemysowe, wymagania klienta i ofert konkurencji. Na podstawie tego modelu i po wielu poprawkach producent silnika i producent samolotu uzgadniaj specyfikacj kontraktow, która integruje gwarancje cigu i jednostkowego zuycia.

Demonstracja pojemnoci silnika

Testy naziemne gondoli ATC

Kady silnik demonstracyjny ( silnik zgodnoci ) jest testowany z t sam gondol ATC na otwartym stanowisku badawczym (na wolnym powietrzu) zgodnie z t sam procedur, która bdzie przeprowadzana dla silników w przyszoci:

  • Test szczelnoci gondoli ATC  ;
  • dotarcie silnika;
  • stabilizacja i okrelenie prdkoci obrotowych silnika.

testy te posu jako podstawa do ustalenia limitów akceptacji silników produkcyjnych.

Testy naziemne FTC

Silniki demonstracyjne s testowane z gondol FTC wedug tej samej procedury, co w przypadku gondoli ATC. Wyniki testu zostan wykorzystane do:

  • ustali charakterystyki (korelacje cinie) niezbdne do obliczenia cigu w locie;
  • ustali wspóczynniki korygujce midzy referencyjn gondol ATC i referencyjn gondol FTC .
Obliczanie cigu w locie

Cig w locie jest obliczany, poniewa nie wiemy, jak go zmierzy, a to wymaga wysoce oprzyrzdowanych silników. Zasada polega na obliczeniu zmiany pdu przez silnik na podstawie równania Eulera.

Po okreleniu wspóczynników dysz za pomoc testów modelowych i ustaleniu korelacji cinie przed i za silnikiem z testów naziemnych z gondol FTC , testy w locie s kontynuowane na ustabilizowanym poziomie (opór = cig) dla rónych prdkoci.

Na podstawie obliczenia cigu w locie:

  • producent statku powietrznego ustala biegunowo swojego statku powietrznego;
  • producent silnika ustala model swojego silnika.
Testy w locie

Testy w locie pozwalaj:

  • zbieranie danych niezbdnych do ustalenia przepisów regulujcych prac silnika;
  • okreli poziomy SFC w celu porównania ich z poziomami gwarancji;
  • opracowa model okrelajcy czne osigi statku powietrznego i silnika, który bdzie oferowany klientowi;
  • rejestrowanie charakterystyk silnika podczas startu (temperatura i prdko) w stanie przejciowym.

Ustanowienie prawa postpowania

Ten krok umoliwia ustalenie reimów pilotaowych w odniesieniu do gwarancji cigu, która zostaa sprzedana producentowi samolotu. W tym celu silniki demonstracyjne uwaane za silniki redniej wielkoci (w dziaaniu) umoliwiaj osignicie tego dziki charakterystyce cigu / prdkoci wynikajcej z prób w locie.

Te przecitne cechy obejmuj:

  • rozrzut standardowych silników (obecnie +/- 2%);
  • niecisoci regulacyjne;
  • skutki wilgotnoci powietrza.

Gwarancja okrelonego zuycia

Definicja

SFC oznacza zuycie paliwa na jednostk pchnicia i jest uywany do oceny efektywnoci silnika. Jest to bardzo wane kryterium projektowe, a silnik jest projektowany pod ktem optymalizacji tego parametru dla najbardziej typowych warunków lotu, ogólnie przelotowych, to znaczy dla wysokoci 12 200  mi 0,8 Macha.

Wzór na zuycie jednostkowe jest nastpujcy:

Zwizek midzy SFC a okrelonym zakresem

Kryterium S / R umoliwia skorelowanie zuycia paliwa przez silnik z prdkoci powietrza samolotu w celu uzyskania zgodnoci midzy cigiem silnika a prdkoci samolotu.

Wzór na S / R to:

Z definicji SFC moemy to wywnioskowa

Dokadno samolotu jest taka

Wiedzc, e w przypadku lotu ustabilizowanego:

  • cig silnika jest równy cakowitemu opórowi (samolot + silniki);
  • wysoko podnoszenia jest równa cakowitej masie samolotu,

wnioskujemy, e próba samolotu jest wtedy:

moemy wywnioskowa

i

albo przy staej masie i staej prdkoci samolotu, wzrost SFC powoduje zmniejszenie tego samego rzdu S / R

Technologia

W przypadku silników o wysokim wspóczynniku rozcieczenia charakterystyka cyklu termodynamicznego wpywajca na SFC jest nastpujca:

  • ogólny wspóczynnik kompresji;
  • stopie rozcieczenia;
  • temperatura wylotowa komory spalania;
  • stopie sprania wentylatora;
  • fakt posiadania silnika, którego przepywy na gorco i na zimno s mieszane lub nie przed wyrzuceniem.

Oczywicie sprawno kadego komponentu (sprarki, komora spalania, turbiny itp.) Równie wpywa na SFC .

Gwarancja SFC

Wstpne oszacowanie poziomów SFC nowego silnika opiera si na modelu teoretycznym integrujcym dowiadczenie producenta silnika w modelach ju online. Poziom gwarancji podpisany z producentem samolotu jest zwieczeniem wielu iteracji integrujcych oferty konkurencji. Poziom gwarancji sprzedany przez producenta silnika jest nastpnie uywany przez producenta samolotu do ustalenia osigów samolotu oferowanego liniom lotniczym.

Podobnie jak w przypadku cigu, demonstracja gwarancji SFC odbywa si podczas programu certyfikacji napdzanego statku powietrznego z silnikami demonstracyjnymi. Wyniki testów w locie (obliczenia cigu i pomiar przepywu paliwa) s wykorzystywane do obliczania wspóczynnika SFC, a nastpnie porównywania go z pierwotnie sprzedanymi poziomami gwarancji.

Producent silnika i producent statku powietrznego uzgadniaj poziom osigów silnika, który okreli:

  • osigi samolotu;
  • limity akceptacji silników produkcyjnych;
  • wszelkie kary finansowe nalene od producenta silnika w przypadku naruszenia zobowiza gwarancyjnych;
  • wdroenie programu wyrównawczego w przypadku deficytu w odniesieniu do gwarancji.

Równowana specyfikacja

Parametr EQUIVALENT SPEC suy do wyliczenia kar finansowych, jakie producent silnika bdzie musia naoy na producenta statku powietrznego w przypadku braku gwarancji na SFC . Dwie moliwoci:

  1. gwarancje s utrzymane i nie ma kar;
  2. silnik ma deficyt, zuywa wicej ni oczekiwano iw tym przypadku limity akceptacji silników produkcyjnych s przeliczane w stosunku do rónicy w stosunku do pierwotnej gwarancji. Te nowe limity nazywane s EQUIVALENT SPEC.

Nowy poziom SFC wyznacza si ze redniej z silników demonstracyjnych, od których odejmuje si deficyt mierzony w locie. Nastpnie obliczany jest parametr EQUIVALENT SPEC, który jest przeniesieniem na ziemi sytuacji silników w odniesieniu do pocztkowej gwarancji lotu.

Produkcja i odbiór

Produkcja silników seryjnych jest usankcjonowana testem akceptacyjnym okrelonym w dokumentach uzgodnionych z wadzami (FAA, DGAC itp.) Oraz producentami samolotów. Dokumenty te z jednej strony dotycz aspektów bezpieczestwa i bezpieczestwa eksploatacji, z drugiej strony bardzo szczegóowo opisuj testy odbiorcze oraz limity akceptacji.

Test wstpny

Preambua

Ten test, który umoliwia walidacj wszystkich wersji silnika, który sam jest dostarczany tylko w wersji sprzedaowej, obejmuje dwie gówne fazy:

  1. weryfikacja dobrego zachowania mechanicznego;
    1. ustabilizowane docieranie;
    2. poziomy równowace i wibracyjne;
    3. przejciowe wamanie;
  2. weryfikacja osigów i gwarantowanych limitów dla wszystkich wersji modelu silnika.

Ocena wydajnoci silnika

Genera

Osigów badanego silnika nie da si bezporednio porówna, poniewa zaley od:

  1. warunki otoczenia w dniu badania;
    1. cinienie atmosferyczne ;
    2. temperatura powietrza wpuszczanego przez silnik;
    3. wilgotno powietrza;
  2. otoczenie badanego silnika;
    1. zamknite stanowisko testowe;
    2. dodatkowe ukady adaptacyjne niezbdne do bada (dysza wlotowa, gondola samolotu, oprzyrzdowanie);
  3. samego silnika;
    1. wpyw praw regulacyjnych i konfiguracji ukadów zmiennych wyposaajcych silnik w pooenie znamionowe.
Normalizacja

Aby usankcjonowa osigi silnika, konieczne jest przywrócenie go do znanych warunków pracy. Zastosowana metoda to:

  1. skorygowa surowe wyniki testu przy uyciu zalenych wspóczynników korygujcych
    1. odchylenia midzy warunkami otoczenia w dniu badania a standardowymi warunkami otoczenia
      1. cinienie atmosferyczne 1.013,25  hPa
      2. temperatura otoczenia 15  ° C
      3. wilgotno 0%
    2. rónice midzy rodowiskiem testowym a rodowiskiem operacyjnym (na statku powietrznym), którym jest
      1. silnik zintegrowany z gondol samolotu i dziaajcy na wolnym powietrzu
      2. bez oprzyrzdowania w kanale wlotu powietrza
    3. odchylenia zwizane z samym silnikiem i dziaaniem jego regulacji
  2. wyrazi te poprawione wyniki zgodnie z parametrem silnika wybranym jako odniesienie, takim jak:
    1. prdko odniesienia (parametr kontrolny)
    2. sia odniesienia (zestaw parametrów)

Korekty te dotycz parametrów umownych, takich jak:

  1. cig;
  2. przepyw paliwa;
  3. prdkoci nadwozia LP i HP w przypadku silników dwupaszczowych;
  4. temperatura na wlocie turbiny, zbyt wysoka, aby mona j byo zmierzy bezporednio, zastpiona pomiarem temperatury spalin zwanym EGT .

Wahania osigów silnika na stanowisku badawczym maj kilka przyczyn i rozkadaj si mniej wicej w nastpujcy sposób na 100% zmiennoci:

  1. 40% wynika z pomiarów fizycznych przeprowadzonych na stanowisku badawczym;
  2. 30% wynika z korekt dokonanych w ramach oblicze;
  3. 30% jest bezporednio zwizanych z kaprysami produkcji silników.
Korekty do nieprzetworzonych wyników testów
Korekta cinienia otoczenia

Korekta ta umoliwia sprowadzenie wartoci cigu i parametrów przepywu paliwa badanego silnika do normalnych warunków cinienia otoczenia 1013,25  hPa w celu porównania ich z limitami umownymi sprzedanymi producentowi statku powietrznego.

Korekta temperatury pokojowej

Korekta ta wpywa na prdko obrotow, temperatur EGT i parametry przepywu paliwa poprzez wspóczynniki obliczone z teoretycznego modelu silnika i jego regulacji, których warunki temperatury otoczenia s zmienne w caym zakresie temperatur, które mog wystpi podczas test akceptacyjny.

Jako tych wspóczynników, a co za tym idzie dokonanych korekt cile zaley od reprezentatywnoci modelu (silnik + regulacja) uytego do ich wyznaczenia. Modelowanie odwijania WENTYLATORA w zalenoci od prdkoci korpusu LP oraz zmienne ukady napdzane regulacj decyduj o uzyskaniu modelu teoretycznego (silnik + regulacja) o wysokiej jakoci.

Korekta wilgotnoci

Obecno pary wodnej w powietrzu modyfikuje osigi silnika ze wzgldu na rónic ciepa waciwego midzy powietrzem suchym a powietrzem obcionym par wodn, co wymaga korekty osigów w dniu testu. suche powietrze.

Poprawki, jakie naley zastosowa do cigu, prdkoci, przepywu paliwa i parametrów EGT s okrelane na podstawie modelu silnika, w którym zawarto pary wodnej zmienia si od 0% do nasycenia, przy utrzymaniu staej temperatury wlotowej i mocy silnika. Poprzez kolejne skanowanie rónych prdkoci obrotowych silnika i punktów temperatury na wlocie, które mona napotka podczas rzeczywistego badania, okrela si róne wspóczynniki korygujce, które zostan wprowadzone do parametrów silnika w zalenoci od poziomu wilgotnoci, który zostanie zmierzony podczas badania . prawdziwy test.

Korekta kondensacji

W zalenoci od temperatury otoczenia i stopnia wilgotnoci w dniu badania silnika, tuleja wlotowa moe by siedliskiem kondensacji, gdy miejscowo cinienie parcjalne pary wodnej spadnie poniej cinienia. Para nasycona: zjawisko egzotermiczne , woda oddaje ciepo, dziki czemu temperatura powietrza w otoczeniu wzrasta. Na wejciu do WENTYLATORA nastpuje kompresja, a wic wzrost temperatury i parowanie, które pobiera energi z silnika. Ten brak energii musi zosta skompensowany rodkami naprawczymi, które odnosz si tylko do diety organizmu BP .

Korekta stanowiska badawczego

Testy silników przeprowadzane w pobliu terenów zamieszkaych generuj zanieczyszczenie haasem tego samego rzdu co obszary podej do lotniska. Ustawodawstwo nakadajce rygorystyczny limit na zanieczyszczenie haasem zobowizuje producentów silników odrzutowych do przeprowadzania testów na zamknitym stanowisku. Haas jest nastpnie ograniczany przez ich aerodynamiczn konfiguracj, która kieruje wlot i wyrzut powietrza przez tunele wyposaone w akustyczne wykoczenie cian i majce pionowe konfiguracje wlotu i wylotu. Niestety, cig silnika nie jest ju dokadnie taki sam, jak na stanowisku badawczym na otwartej przestrzeni dla identycznego przepywu paliwa, poniewa dodatkowy przepyw powietrza, który ma by wyszkolony, powizany z efektem Venturiego kolektora gazowego komina wydechowego, wymaga energii z silnik, a wynik kocowy naley skorygowa za pomoc oblicze, aby otrzyma rzeczywisty cig silnika. Wprowadzane korekty s rzdu od 3% do 10% w zalenoci od instalacji.

Natenia przepywu powietrza na wlocie silnika mog waha si od 80  kg / s dla silników wojskowych do 1600  kg / s dla silników poddwikowych o duym cigu, które generuj bardzo zmienne indukowane natenia przepywu w zalenoci od testów.

Nastpnie okrela si wspóczynnik korygujcy dla kadego zamknitego stanowiska badawczego, oceniajc odchylenia wydajnoci podane na stanowisku badawczym na otwartym powietrzu przy uyciu silników wzorcowych zastosowanych we wszystkich testach certyfikacyjnych. Ten wspóczynnik korygujcy jest nastpnie stosowany dla kadego silnika produkcyjnego przekazanego do zamknitego stanowiska badawczego. Faza testowa majca na celu okrelenie tego wspóczynnika korygujcego nazywana jest korelacj stanowiska. Ta faza korelacji jest obowizkowa tylko w przypadku, gdy wewntrzna aerodynamika stanowiska badawczego ma zosta znacznie zmodyfikowana.

Korekta oprzyrzdowania testowego

Testowe urzdzenia pomiarowe i kontrolne wywouj odchylenia w odpowiedzi silnika i musz by korygowane w kocowych wynikach, aby osign faktyczne osigi silnika. Wspóczynniki korygujce, które naley zastosowa do wyników bada, okrela si na podstawie oblicze na podstawie modelu silnika, którego dziaanie jest symulowane z oprzyrzdowaniem i bez.

Korelacja gondoli

Gondole uywane do testów produkcyjnych naley porówna z gondolami uywanymi do testów naziemnych silników demonstracyjnych uywanych do testów certyfikacyjnych. Odchylenia zaobserwowane w wyniku przeprowadzonych testów porównawczych skutkuj wspóczynnikami korygujcymi, które s stosowane do wyników bada kadego silnika produkowanego.

Dryft wydajnoci stanowisk testowych

W celu okrelenia powolnego dryftu instalacji testowych okrela si wspóczynnik monitorowania uwzgldniajcy temperatur na wlocie i wylocie stanowiska, a take paliwo zuyte podczas badania. Nastpnie okrelamy ilo wykonanej pracy i, jeli jest stabilna, oznacza to, e stanowisko testowe nie ewoluuje.

Obliczenia prdkoci odniesienia

Po dokonaniu wszystkich poprawek instalacji umowne parametry silnika musz zosta skorygowane dla kadego punktu testowego w stosunku do umownej prdkoci BP sprzedanej producentowi statku powietrznego. Nastpnie wykorzystuje si tabele interpolacyjne ustalone podczas testów naziemnych silników demonstracyjnych w fazie certyfikacji.

Dotyczy to cigu, przepywu paliwa, temperatury EGT i prdkoci obrotowej KM dla nadwozi podwójnych.

Obliczenia cigu odniesienia

Zasada jest taka sama jak przy powrocie do prdkoci odniesienia, ale dotyczy tylko przepywu paliwa (przydatne do obliczenia SFC)

Przeprowadzenie testu silnika

Chronologia operacji

Czynnoci, które naley wykona, aby umieci silnik na stanowisku badawczym, s nastpujce w porzdku chronologicznym:

  1. Oprzyrzdowanie i dostawa oleju, a nastpnie instalacja w punkcie staym
  2. Wentylacja na sucho bez paliwa
  3. Zaczynajc, a potem wbiegam
  4. Ustawienia i sterowanie
  5. Zapis krzywych wydajnoci
  6. Ochrona przed korozj i wyczenie
Kontynuacja próby

Podczas testu silnika odpowiedzialny personel powinien:

  1. monitorowa bezpieczne parametry graniczne
    1. Diety
    2. Temperatura turbiny
    3. Wibracja
    4. Temperatury oysk wau
    5. Cinienie oleju i paliwa
  2. sprawd wszystkie tryby pracy silnika i sprawd wszystkie parametry tolerancji
  3. sprawdzi wydajno w reimach stabilizowanych i przejciowych
  4. zapewni kontrole na koniec testu
    1. poziom oleju
    2. opiecztowanie
    3. wskaniki zuycia
  5. wystawia ostateczn sankcj w postaci raportu, który zostanie przekazany klientowi i bdzie suy jako dowód w przypadku przedwczesnego zuycia silnika po jego wietrzeniu (gwarancja producenta).

W przypadku anomalii silnik nie jest dostarczany do klienta i trafia do sieci szpitali w celu oceny; powrót do testów produkcyjnych nastpi po cakowitym usuniciu problemu.

Obsuga i konserwacja

Gdy silnik zostanie sprzedany i odebrany przez operatora, jego ywotno rozpoczyna si i zostanie przerwana lekkimi czynnociami konserwacji zapobiegawczej i leczniczej pod skrzydem, a take cikimi operacjami konserwacyjnymi w warsztacie, aby umoliwi okres uytkowania. dekady.

Ogólne pojcia

Oto kilka definicji niektórych poj zwizanych z prac silnika

Wydajno i koszty

Efektywno czy wewntrzn jako materiau i koszt posiadania, który obejmuje:

  • pocztkowy koszt nabycia
  • koszty operacyjne
  • koszty utrzymania

Bezpieczestwo i ochrona

Bezpieczestwo oznacza zdolno sprztu do zapewnienia jego nominalnej pracy. Bezpieczestwo to zdolno sprztu do nieszkodliwoci dla ludzi.

Dostpno

Dostpno (D) wyraa fakt, e urzdzenie jest w stanie w okrelonym czasie peni wszystkie funkcje, do których zostao zaprojektowane.

Rozrónia si dostpno pozorn i rzeczywist. Poniewa pena kontrola dostpnoci zwykle nie jest moliwa, dostpna jest tylko pozorna dostpno.

Dostpno mona oceni, biorc pod uwag rednie czasy dobrej pracy (MTBF: redni czas midzy awariami) i redni czas wymagany do naprawy (MTTR: redni czas do naprawy).

Dostpno mona zatem uzyska dziki niezawodnoci i rodkom zastosowanym w celu naprawy sprztu.

Niezawodno

Niezawodno to zdolno urzdzenia do penienia okrelonej funkcji w danych warunkach przez okrelony czas. Jest to zatem prawdopodobiestwo bezproblemowej pracy. Aby to zdefiniowa, rozrónia si wspóczynnik uszkodze L (Lambda) i MTBF (redni czas midzy awariami).

Wspóczynnik uszkodze L to procent próbek populacji N, które ulegy awarii w jednostkowym czasie x.

gdzie N1 = próbki w czasie t i N2 = próbki w czasie (t + x)

MTBF jest odwrotnoci wspóczynnika uszkodze:

Niezawodno czsto wyraa si liczb awarii na godzin, na przykad 1,10-6, co oznacza, e awaria wystpuje po 1 milionie godzin pracy.

Wskanik uszkodze sprztu zmienia si w czasie, zarówno w przypadku elementów mechanicznych, jak i elektronicznych, w trzech rónych okresach:

  • Do krótki pierwszy okres, w którym sprzt cierpi na modziecze awarie
  • Drugi duszy okres, w którym wskanik uszkodze jest najniszy,
  • Trzeci bardzo krótki okres zwany staroci, w którym wspóczynnik szkód znacznie wzrasta.

Konserwowalno

Konserwowalno to zdolno do utrzymania sprztu w stanie gotowoci do pracy. Skadowe atwoci konserwacji (dziaanie, niezawodno, demonta, testowalno itp.) S generalnie okrelane na etapie projektowania wyposaenia.

Konserwacja

Konserwacj mona zdefiniowa jako wszystkie rodki i dziaania niezbdne do utrzymania sprztu w eksploatacji.

Usunicie silnika, moduu lub wanego akcesorium mona uzasadni trzema ograniczeniami:

  • potencja midzy wersjami
  • limit ywotnoci niektórych czci w cyklu
  • potencja kalendarza.

Potencja

Potencja midzy remontami (TBO = Time Between Overhaul) to dopuszczalny okres uytkowania, zanim wymagany bdzie remont generalny silnika, moduu lub gównego wyposaenia dodatkowego.

Potencja silnika lub moduu jest okrelany na podstawie testów pomocniczych i dowiadczenia. Zwykle jest wyraany w godzinach pracy, ale take w latach dla potencjaów kalendarzowych istniejcych dla tych samych elementów.

Potencja moe by przedmiotem programu rozszerzenia opartego na wiedzy o silnikach osigajcych koniec potencjau.

Limity kalendarza

Jest to maksymalny czas dostpny po przywróceniu do eksploatacji statku powietrznego po generalnym remoncie lub kapitalnej naprawie.

Ograniczenia uytkowania

W przypadku niektórych elementów (np. oysk lub kó zbatych) istnieje ograniczenie uytkowania wyraone w godzinach lub cyklach niezalene od potencjau silnika.

Potencjalny licznik

W niektórych silnikach wyposaonych w komputer do regulacji i monitorowania dostpna jest funkcja zliczania potencjau.

Funkcja ta uwzgldnia prdko obrotow silnika i temperatur turbiny podczas pracy pod skrzydem w celu obliczenia zmczenia zespoów wirujcych.

Ograniczona ywotno

Niektóre elementy silnika maj dozwolony okres uytkowania, zanim zostan wycofane z eksploatacji.

Ta ywotno jest okrelana na podstawie oblicze i testów pomocniczych. Wyraany jest w liczbie godzin pracy i cyklach (1 cykl = 1 start, 1 start, 1 stop).

Biuletyny serwisowe

Wszystkie modyfikacje sprztu s klasyfikowane zgodnie z metodami aplikacji i stopniem pilnoci. Te zmiany mog by opcjonalne, zalecane lub obowizkowe.

Wszelkie modyfikacje s przedmiotem biuletynów serwisowych wydanych przez producenta i zatwierdzonych przez oficjalne suby lotnicze.

Operacja

Podczas eksploatacji linie lotnicze wdraaj procedury jazdy i zarzdzanie cigiem silnika zgodnie z zaleceniami producentów, aby umoliwi minimaln degradacj osigów, tak aby czynnoci konserwacyjne do wykonania byy zminimalizowane w czasie danego gospodarstwa.

Monitorowanie pracy silnika w czasie rzeczywistym zapewnia przetwarzanie danych przesyanych przez statek powietrzny podczas kadego z jego lotów.

Szereg ogranicze, z których niektóre s specyficzne dla kadego typu silnika, wymaga monitorowania dziaania i wymiany niektórych czci o ograniczonej ywotnoci.

Procedury jazdy

Procedury obsugi silnika s okrelone w oficjalnej dokumentacji (instrukcja obsugi, instrukcja uytkowania w locie itp.). Rozrónia si tak zwane normalne procedury jazdy i procedury awaryjne.

  • Normalne procedury

Definiuj czynnoci podczas jazdy w rónych fazach pracy: uruchamianie, wczanie, jazda w locie, zatrzymywanie silnika, ponowne uruchamianie, wentylacja itp. W fazach cyklu, w których wymagana moc silnika jest najwiksza. nacisk na zarzdzanie w razie potrzeby ze wzgldów ekonomicznych. Procedura redukcji cigu przy starcie zostaa opracowana i jest stosowana konsekwentnie, gdy tylko jest to moliwe.

  • Procedury awaryjne

Okrelaj zachowania podczas jazdy w wyjtkowych warunkach: wyczenie silnika podczas lotu, awarie systemów, poar itp., Pozwalajc zachowa maksymalne bezpieczestwo pasaerów w trybie pracy zdegradowanej.

Redukcja cigu przy starcie

Wprowadzenie

Wszystkie komercyjne samoloty transportowe s zbudowane z silnikiem z nadmiernym zapasem cigu, aby speni wymagania certyfikacyjne. Producent statku powietrznego i producent silnika produkuj zespó samolotu wraz z silnikiem na najtrudniejsze warunki (maksymalne obcienie, upalny dzie, dua wysoko itp.), Jakie mog wystpi w zadaniach, które zostan mu przydzielone.

Dlatego w wikszoci warunków uytkowania samolotu istnieje dua rezerwa cigu, której nie jest uyteczne. Rezerwa cigu niewykorzystana podczas startu nazywa si DERATE i jest najczciej wyraana w% maksymalnego cigu, jaki moe zapewni silnik.

Ta rezerwa moe osign ponad 25% maksymalnego cigu, w zalenoci od kombinacji statku powietrznego / silnika i warunków startu w cigu dnia.

Operacyjne zarzdzanie cigiem

Silniki pogarszaj si na skutek zuycia mechanicznego, a wynikajce z tego efekty termodynamiczne wpywaj na wydajno i przepyw masowy. Praca z maksymalnym cigiem nie ma wpywu na cig, ale przyczynia si do znacznego zmniejszenia marginesu EGT. Ma to bezporedni wpyw na pogorszenie parametrów spalania i ywotno pod skrzydem.

Na podstawie tych obserwacji producenci opracowali jako priorytet zasad zmniejszania lub zmniejszania cigu w fazie startu, która polega na stosowaniu tylko takiego poziomu cigu, jaki jest wymagany przez warunki dnia, tak dugo, jak maksymalne obcienie startowe. nie zostanie osignity.

Zmniejszenie cigu uytecznego podczas startu (patrz wznoszenie do poziomu przelotowego) ma równie pozytywny wpyw na bezpieczestwo lotu, zmniejszajc prawdopodobiestwo awarii spowodowanej przedwczesnym zuyciem silnika, jeli jest on czciej poddawany cyklom (start, wznoszenie, przelot, wstrzymanie, ldowanie) i przy maksymalnym cigu w niektórych fazach cyklu.

Podczas startu

Start komercyjnego statku powietrznego odbywa si zgodnie z procedur skodyfikowan, w której cechy takie jak:

  • charakterystyka drogi startowej (dugo, stan, wysoko itp.)
  • lokalna Pogoda
  • masa startowa
  • itp.

s brane pod uwag podczas regulacji silników podczas startu. Maksymalny dopuszczalny cig ograniczy maksymaln mas startow w ekstremalnych warunkach temperaturowych, a w bardziej sprzyjajcych warunkach maksymalny cig nie bdzie stosowany, w tym przypadku dugo drogi startowej jest szerzej stosowana.

Koncepcja startu ze zmniejszonym cigiem zostaa opracowana przez producentów, poniewa we flocie wykazano statystycznie cisy zwizek midzy redukcj cigu do cile niezbdnego poziomu a oczekiwanymi korzyciami w zakresie ywotnoci pod skrzydem. Dua liczba silników . Okazao si równie, e wpyno to pozytywnie na koszty utrzymania.

Nastpujce aspekty i koncepcje umoliwiaj konstruowanie procedur operacyjnych sucych realizacji tego celu gospodarczego:

  • Zarzdzanie moc silnika
  • Zwizek midzy mar wypychania i EGT
  • Koncepcja marginesu EGT przy starcie
  • Wpyw redukcji cigu na temperatur startow EGT
  • Zaleno midzy temperatur EGT przy starcie a temperatur zewntrzn (OAT)
  • Wpyw funkcji klimatyzacji na temperatur EGT
Definicje
  • Temperatura EGT

Temperatura EGT (temperatura spalin) to temperatura na wlocie turbiny lub jej obraz, poniewa ze wzgldu na bardzo wysokie temperatury sondy s czsto umieszczane poniej w chodniejszej strefie.

  • Margines EGT przy starcie

Margines przystawki odbioru mocy EGT to rónica midzy certyfikowan wartoci maksymaln a najwysz wartoci, jak silnik moe osign podczas przystawki odbioru mocy z pen moc, w zalenoci od cinienia i temperatury panujcych w cigu dnia. Rónica ta, która jest znaczca dla silnika na pocztku jego ycia, ma tendencj do znacznego zmniejszania si, a osignie granic, która wymaga usunicia i udania si do warsztatu w celu wykonania gorcych czci.

Tempo pogarszania si tego parametru determinuje czas pracy pod skrzydem, a tym samym koszt godzinowy dla firmy.

  • Silna korelacja i temperatura EGT

Regulacja niektórych silników umoliwia utrzymanie staego cigu podczas startu w zakresie temperatur otoczenia przy wzrocie temperatury EGT, a do granicznej temperatury powietrza otoczenia, powyej której cig spada, podczas gdy temperatura EGT jest utrzymywana stay.

Maksymalny cig silnika jest cech, która jest dla niego specyficzna, ale która mimo wszystko zaley od warunków dnia (temperatura i cinienie) i która jest przewidziana dla maksymalnej temperatury EGT, której generator gazu nie moe przekroczy pod grob zepsucia.

Uycie lub brak opcji klimatyzacji (odpowietrzanie) podczas startu ma wpyw na temperatur EGT. Korzystanie z tej opcji podczas startu, które zwiksza zuycie paliwa, zwiksza temperatur EGT przy takim samym danym cigu.

Koncepcja redukcji

Koncepcj redukcji cigu przy starcie mona osign dwoma metodami:

  • pierwszy, zwany FLEX TEMP, oparty na wykorzystaniu parametru temperatury powietrza (OAT), który umoliwia regulacj ustawienia maksymalnego poziomu cigu.
  • druga opiera si na wykorzystaniu wstpnie zaprogramowanych poziomów cigu, które moe wdroy rozporzdzenie.
Uszkodzenie silnika

Wszystkie czci silnika, jak równie jego komponenty s poddawane wynikowym poziomom napre:

  • prdkoci obrotowe
  • wysokie temperatury i cinienia wewntrzne

Powoduje to silne naprenia mechaniczne, termiczne i aerodynamiczne dwojakiego rodzaju:

  • cykliczne, które zale od szczytowych obcie podczas rónych faz cykli lotu
  • stae, które zale od czasów ekspozycji na obcienia, na które mog by naraone róne elementy silnika

Nie wszystkie czci silnika podlegaj tym samym ograniczeniom, wic korzyci wynikajce ze zmniejszenia cigu nie s takie same dla kadej z nich.

Ograniczenia

Silnik jest zaprojektowany do pracy w pewnych granicach okrelonych przez producenta: obwiednia lotu, prdkoci, temperatury, cinienia, wspóczynniki obcienia, czas itp.

  • Strefa lotów

Silnik jest przeznaczony do pracy w okrelonym zakresie cinie i temperatur zewntrznych, odpowiadajcych jego przyszym zadaniom eksploatacyjnym.

Wysoko lotu okrela gsto powietrza, a tym samym natenie przepywu wpywajcego do silnika, natenie przepywu, które ma wpyw na jego osigi.

Wzrost prdkoci samolotu, który ma wpyw na zwikszenie wydajnoci napdu silnika, ma tendencj do zmniejszania cigu tak dugo, jak dugo jest on niewystarczajcy do spowodowania wzrostu przepywu powietrza wlotowego przez efekt zasilania siowego.

  • Obszar ponownego zaponu

Ponowny zapon w locie po zganiciu jest moliwy tylko w okrelonych warunkach lotu (wysoko, prdko itp.).

  • Systemy operacyjne

Prdkoci rónych obracajcych si czci silnika podlegaj ograniczeniom amplitudy i czasu trwania w celu ochrony integralnoci maszyny i zapewnienia ycia pod skrzydem zgodnie z operacj.

  • Temperatura gazu

Ograniczenia s narzucane przez opór gorcych czci, a zwaszcza opatek turbiny. Moe by kilka ogranicze: temperatura resztkowa przed uruchomieniem, maksymalna temperatura podczas rozruchu, maksymalne temperatury podczas lotu itp.

  • Limity obiegu oleju

S one reprezentowane przez wartoci graniczne cinienia, temperatury i zuycia; przykady: maksymalne cinienie oleju, minimalne cinienie oleju, maksymalna temperatura oleju, minimalna temperatura oleju do uruchomienia, maksymalne zuycie oleju ...

  • Granice obwodu paliwowego

S one generalnie reprezentowane przez minimalne i maksymalne granice temperatury, aw niektórych przypadkach przez granice cinienia ...

  • Ograniczenia elektryczne

Granice napicia obwodu, granice zuycia, granice próbkowania ...

  • Limity pocztkowe

Z uruchomieniem silnika wie si pewna liczba ogranicze: zakres rozruchu, ograniczenia parametrów (temperatury, prdkoci itp.) I ograniczenia czasowe (czas rozruchu, maksymalny czas wentylacji, czas stabilizacji przed zatrzymaniem, czas auto-rotacji podczas zatrzymywania ... ).

  • Róne ograniczenia

Limity pobierania próbek powietrza, limity drga, limity wspóczynnika obcienia ...

Awarie

Podczas eksploatacji silniki turboodrzutowe wykazuj pewn liczb usterek, które mog w mniejszym lub wikszym stopniu zagrozi bezpieczestwu lotu. Te anormalne operacje mog by rónego rodzaju, mie róne przyczyny i mniej lub bardziej istotne konsekwencje.

Problemami powodujcymi nienormalne dziaanie mog by nieszczelnoci (powietrze, olej, paliwo), awarie systemu i akcesoriów, zjawiska kawitacji w obwodach wysokiego cinienia. Przyczyny mog by ludzkie (konserwacja), technologiczne (degradacja wiksza ni oczekiwano), zewntrzne (uderzenie pioruna, uderzenie).

Konsekwencje wahaj si od opónienia startu do wyczenia silnika podczas lotu (o którym decyduje lub nie zaoga). Oczywicie wszystkie rodki podjte najpierw przez producenta, a nastpnie przez operatora, przyczyniaj si do znacznego ograniczenia liczby usterek operacyjnych i ograniczenia konsekwencji, tak aby ycie pasaerów nie byo zagroone.

Wycieki

Wycieki powietrza, paliwa i oleju s jedn z gównych przyczyn awarii silnika:

  • wycieki powietrza powoduj anomalie regulacji, odkrcanie silnika, wyczanie silnika i przegrzanie;
  • wycieki paliwa powoduj równie poar pod mask i oprónianie zbiornika;
  • wycieki oleju wymagaj wyczenia silnika, jeli nie uszkodz oysk wau i wiate pod mask lub w obudowach;
  • Wycieki paliwa do oleju powoduj poar obudowy.

Zdecydowana wikszo wycieków jest spowodowana nieprawidow operacj konserwacyjn:

  • nieprawidowe dokrcenie oku;
  • uszkodzenie uszczelek lub obudów;
  • nieprzestrzeganie procedury badania szczelnoci.

Wycieki wystpuj gównie na zczkach lub w wyniku pknicia rury w wyniku zmczenia drganiami lub zuycia spowodowanego tarciem.

Wycieki midzy obwodami midzy paliwem a olejem maj powane konsekwencje, które mog prowadzi do poaru silnika i zniszczenia czci wewntrznych (na przykad niekontrolowana praca turbiny LP i pknicie tarcz).

Awarie systemów i akcesoriów

Z zaoenia awarie systemów i akcesoriów na ogó prowadz do awarii silnika bez wtórnych uszkodze lub nawet bez wpywu na eksploatacj.

  • wymarcie;
  • pompowanie;
  • wyczenie silnika na polecenie zaogi po alarmie;
  • pogorszony tryb pracy.

Awarie tego rodzaju s przyczyn prawie wszystkich opónie i odwoa lotów oraz duej czci zatrzyma w trakcie lotu (IFSD).

Te usterki s generalnie usuwane bez demontau silnika, poniewa komponenty tych systemów i akcesoria s wymienne na silniku pod skrzydem (Line Replacable Unit).

Uszkodzenia obwodu oleju

Obwód oleju jest odpowiedzialny za wikszo wycze silników podczas lotu zlecanych przez zaog. Przejawia si to w:

  • zbyt niskie cinienie oleju (prawda lub fasz);
  • spadek poziomu oleju, który powoduje zapobiegawcze wyczenie silnika;
  • nadmierna temperatura oleju;
  • zatkanie filtrów.

Istnieje wiele przyczyn:

  • wycieki zewntrzne (rury) lub wewntrzne (obudowy);
  • awaria pompy olejowej (podwyszenie cinienia lub odzysk);
  • zatkanie obwodu;
  • faszywe wskazanie.

Szczególna wada zwana koksowaniem obiegu oleju, której ródem jest termiczna degradacja oleju, prowadzi do tworzenia si mniej lub bardziej grubych osadów oraz w mniej lub bardziej duej iloci w rurach i dyszach. Zjawisko to moe prowadzi do awarii oyska bez ostrzeenia.

Awarie zwizane z paliwem

Silniki turboodrzutowe s zaprojektowane i certyfikowane do paliw speniajcych specyfikacje cywilne (ASTM lub IATA) lub wojskowe (MIL, AIR itp.). Specyfikacje te ograniczaj niektóre waciwoci fizyczne lub chemiczne, ale pozostawiaj inne bez szczególnych ogranicze.

Z tego wynika, e nawet doskonale speniajce te same specyfikacje, paliwa mog wykazywa rónice w jakoci, co czasami jest przyczyn nieprawidowego dziaania silnika.

  • Aromatyczna dawka poza tolerancj (> 20% lub nawet 30%) skutkuje
    • obrzk stawów
    • tworzenie si koksu na gowicach wtryskiwaczy
    • bardzo jasne pomienie prowadzce do przegrzania mikserów
  • Poziom olefiny poza tolerancj (> 5%) skutkuje tworzeniem si osadów lub gumowatych dzise
  • Zawarto zwizków siarki poza tolerancj (> 0,3%) powodujcych korozj opatek turbiny poprzez tworzenie si kwasu siarkowego
  • Zawarto merkaptanu poza tolerancj (> 0,003%) powodujca atak na powok kadmu i zniszczenie uszczelek elastomerowych
  • Zbyt wysokie cinienie pary (Max = 0,21 bara przy 38  ° C ) prowokuje
    • korków parowych przez gromadzenie si gazu
    • kawitacja pomp i wtryskiwaczy (np. silniki CONCORDE OLYMPUS nie przyjmoway paliwa Jet B (RVP = 0,21 bara i byy ograniczone paliwem Jet A i Jet A1).
  • Pynno poza tolerancj (zbyt wysoka temperatura zamarzania i lepkoci) powodujca dezaktywacj pomp zbiornika, niedostateczn atomizacj iw konsekwencji niezapon paliwa w komorze.
  • Stabilno termiczna poza tolerancj, powodujca tworzenie si lakieru i zatykanie wtryskiwaczy z dodatkow korzyci w postaci utraty wydajnoci wymienników ciepa (paliwo / olej)
  • Zanieczyszczenie
    • przez czstki stae (piasek, rdza itp.) powodujce zatykanie filtrów, przedwczesne zuycie pomp i wpyw na stabilno regulacji hydraulicznej silników pierwszej generacji.
    • przez kondensacj wody, co powoduje powstawanie mikroorganizmów w zbiornikach (korozja), tworzenie si krysztaków lodu w niskiej temperaturze oraz zwikszone moliwoci gaszenia poprzez obnienie temperatury pomienia.
  • Nisza smarno z powodu niskiej zawartoci siarki (charakterystyka nieokrelona)

Widzimy, e istnieje wiele waciwoci fizycznych i chemicznych paliwa, które maj bezporedni lub poredni wpyw na prawidowe funkcjonowanie turboodrzutowego. Przyjrzyjmy si teraz awariom silnika zwizanym z ukadem paliwowym, które maj gównie wpyw na:

  • Powoduje to wytwarzanie paliwa
    • brak zaponu na ziemi z powodu awarii napdu pompy paliwa
    • brak zaponu w locie przez utrat sprawnoci objtociowej pompy paliwowej wysokiego cinienia (zuycie) lub przez kork parow na poziomie przewodu zasilajcego lub listwy wtryskowej
    • wygaszenie przez kawitacj wtryskiwaczy podczas opadania lub przerwanie napdu pompy LP.
  • Regulacja wtrysku paliwa z moliwymi konsekwencjami
    • pompowanie
    • wymarcie
    • odkrcanie
    • niestabilno zwizana z anomaliami serwomechanizmu hydraulicznego z powodu zanieczyszczenia paliwa

Widzimy, e uycie nieodpowiedniego paliwa moe by ródem wielu awarii, które mog mie wpyw na bezpieczestwo lotów.

Rzeczywiste lub podejrzewane awarie silnika

Ukad rozruchowy jest ródem rzeczywistych awarii wpywajcych na rozruch silnika i utrzymanie jego integralnoci od pierwszych obrotów. Najczstsze przyczyny to:

    • brak otwarcia zaworu powietrza rozruchowego w wyniku elektrycznej, mechanicznej lub po prostu przyczyny oblodzenia, która powoduje nieuruchomienie turbiny gazowej.
    • brak zamknicia zaworu powietrza rozrusznika, co wymaga wyczenia silnika ze wzgldu na ryzyko przegrzania rozrusznika i platformy.
    • pknicie badanej próbki (bezpiecznik mechaniczny znajdujcy si midzy rozrusznikiem a sprzgem silnika) wau napdowego z powodu zmczenia lub nadmiernego momentu obrotowego z powodu nierównowagi termicznej (po czasie oczekiwania po zatrzymaniu silnika górna cz silnika jest cieplejsza ni cz dolna i wynikajce z tego odksztacenia mechaniczne pogarszaj wywaenie czci wirujcej na czas niezbdny do termicznej homogenizacji)
    • uszkodzenie skrzyni biegów w wyniku wycieku oleju ze zcza obrotowego lub uszkodzenia zmczeniowego skrzyni korbowej.
    • brak zwalniania sprzga odrodkowego, co skutkuje napdzaniem rozrusznika przez silnik, aw konsekwencji przegrzaniem oleju, co moe wywoa poar gondoli.

Oprócz tych przyczyn bezporednio zwizanych z ukadem rozruchowym, wystpuj pknicia opatek lub tarczy turbiny zwizane z obrotem zespou w wyniku przyspieszonego zmczenia czci o ograniczonej ywotnoci lub FOD.

Ukad odpowietrzania jest równie ródem usterek silnika w wyniku:

    • pknicie przewodu próbkujcego powietrze w konsekwencji uszkodzenia przewodów i akcesoriów pod okapami przez podmuch gorcego powietrza
    • awaria zaworu zwrotnego OTWARTY powodujca ponowne pobranie próbki HP przez wejcie IP (WEJCIE-BLEED)
    • pompowanie lub separacja obrotowa sprarki LP powodujca pompowanie sprarki wysokiego cinienia (awaria krytyczna w silnikach wyposaonych w wzmacniacz próbki)

Odwracacz cigu moe w pewnych fazach mocno negatywnie wpywa na bezpieczestwo lotu przez jego przedwczesne wyzwolenie lub utrat jednej lub wicej ruchomych oson pod koniec suwu wyzwalania po awarii zatrzyma.

Niektóre tak zwane domniemane awarie w nastpstwie nieuzasadnionego i niemoliwego do zweryfikowania alarmu pilota wymagaj kontrolowanego wyczenia silnika. Ta informacja, która nie ma wraliwych objawów, takich jak wibracje lub poar silnika, wymaga od pilota zaufania do oprzyrzdowania.

Najwaniejsze alarmy dotyczce jazdy silnika to:

    • temperatura i cinienie poziomu oleju
    • wskanik zabrudzenia filtra
    • temperatura turbiny
    • prdkoci obrotowe obracajcych si czci
    • pooenie OTWARTE lub ZAMKNITE zaworu powietrza rozrusznika
    • pozycja ODBLOKOWANA rewersera cigu

Wyczenie silnika nakazane przez pilota w nastpstwie zego wskazania alarmu jest form AWARII SILNIKA, poniewa moe mie wpyw na bezpieczestwo lotu.

Interferencja elektromagnetyczna

Regulacje elektroniczne s wraliwe na pola elektromagnetyczne w zalenoci od widma i emitowanej mocy. Dwa gówne róda emisji to wyadowania atmosferyczne i sztuczne promieniowanie, na przykad pochodzce z radarów pierwotnych i nadajników o czstotliwoci radiowej.

Byskawica moe mie dwa gówne skutki:

  • wpyw mechaniczny i termiczny na metalowe elementy konstrukcji kompozytowych (oparzenia w miejscach uderzenia, uki elektryczne i nadcinienie w skrzyniach, aw przypadku niedostatecznej ochrony wybuchy zbiorników.
  • efekt elektromagnetyczny indukujcy prdy w pokrywach i przewodach, które nie s dostatecznie ekranowane, zakócajc przenoszone przez nie informacje elektryczne.

Sztuczne emisje promieniowania elektromagnetycznego mog równie zakóca okablowanie i komputery elektroniczne, gdy ochrona przed zakóceniami jest wadliwa.

Przed sztucznymi emisjami promieniowania elektromagnetycznego zapewnione zabezpieczenia s wystarczajce, jeli osony s skuteczne, a systemy s odporne na zmiany danych.

Przed naturalnymi emisjami, takimi jak wyadowania atmosferyczne, które mog osiga due moce, zabezpieczenia mog by fizyczne tylko dlatego, e impuls pioruna jest bardzo krótki i ma niewielkie szanse na zmian informacji przekazywanych przez systemy.

Ostatecznie istnieje ryzyko napotkania emisji mocy przekraczajcej poziom uwzgldniony w projektowaniu.

Uderzenie pioruna

Intensywne pola elektryczne rozwijajce si w chmurach typu cumulonimbus s ródem piorunów i uderze pioruna, gdy przechodz przez nie samoloty. Dziki wyduonemu ksztatowi samolot wzmacnia na swoich kocach pole elektryczne, komórka staje si miejscem potencjalnej rónicy midzy nosem a ogonem, która moe siga dziesitek milionów woltów. Kiedy napicie zaponu zostanie osignite, pierwszy uk elektryczny zaczyna si od dziobu samolotu w kierunku podstawy chmury, a kilka uamków sekundy póniej zaczyna si drugi uk od ogona samolotu w kierunku szczytu chmury.

W tej chwili prd elektryczny skadajcy si z krótkich impulsów trwajcych kilkadziesit mikrosekund i natenia kilkuset tysicy amperów przepywa przez kadub po zewntrznej stronie jego poszycia. Wntrze kabiny chronione przez efekt Faradaya metalowego kaduba, pasaerowie widz jedynie wietlne efekty jonizacji powietrza w pobliu.

Prd piorunowy moe jednak mie bezporedni i poredni wpyw na samolot i silniki. Skutki bezporednie s powodowane przez stay prd istniejcy midzy impulsami prdu, podczas gdy skutki porednie s spowodowane impulsami prdu o bardzo duym nateniu.

Bezporednimi skutkami s uszkodzenia mechaniczne, takie jak:

  • pali si w punktach wejcia i wyjcia uku elektrycznego
  • nity cz si przez wydzielanie ciepa podczas przepywu prdu
  • przebicie kaptura i uszkodzenie termiczne, poniewa plazma pioruna moe osign temperatur kilkudziesiciu tysicy stopni
  • uk elektryczny w zbiornikach paliwa z ryzykiem wybuchu, jeli pozwala na to bogactwo

Skutki porednie to zakócenia elektromagnetyczne zwizane z tym, e prd pioruna mona przyrówna do anteny, która wypromieniowuje dwa pola prostopade do siebie i do kierunku ich propagacji.

Pole elektromagnetyczne generowane przez prd piorunowy o charakterze impulsowym rozpada si na widmo emisji radiowej o zmiennej intensywnoci odwrotnie proporcjonalnie do czstotliwoci, co wyjania wyadowania pasoytnicze w odbiornikach fal dugich i brak zakóce receptorów fal krótkich. .

Ta emisja radioelektryczna moe indukowa prdy pasoytnicze w okablowaniu elektrycznym, jeli nie s one wystarczajco chronione przez odpowiednie ekranowanie. Te prdy pasoytnicze mog by przyczyn awarii elektronicznych systemów sterowania.

Monitorowanie pracy silnika w locie

Parametry pracy silnika niezbdne do bezpiecznego pilotowania s zwracane do kabiny, ale nie maj na celu przewidywania konserwacji podczas lotu lub po jego zakoczeniu.

Konieczne byo opracowanie rodków technicznych, aby jak najdokadniej monitorowa odchylenia silnika od jego redniego punktu pracy dla rónych faz lotu (start, wynurzanie, przelot, znianie).

Ten tryb pracy pozwoli na zwikszenie zdolnoci przewidywania potencjalnych awarii, umoliwiajc zatrzymanie ich postpu w kierunku rzeczywistych awarii.

Bezporednimi konsekwencjami takiego postpowania byo zwikszenie bezpieczestwa lotu i optymalizacja ycia pod skrzydem poprzez lepsze zagospodarowanie zó.

Cele i metodologia

Gównymi celami monitorowania pracy silnika pod skrzydem podczas operacji komercyjnych s:

  • wyduenie ywotnoci pod skrzydem poprzez optymalizacj osadów
  • zmniejszone koszty utrzymania
  • lepsze zapobieganie powanym awariom

Metodologia opiera si na:

  • analiza odchyle parametrów silnika, takich jak temperatury, cinienia, zgodnie z przetwarzaniem raportów z systemu obsugi statku powietrznego.
  • prognoz usunicia opart na pozostaym potencjale czci silnika o ograniczonej trwaoci (LLP), takich jak tarcze turbin wysokocinieniowych i pozostay margines EGT.
Pogorszenie mary EGT

Sprawno cyklu termodynamicznego generatora gazu turboodrzutowego spada, gdy pogarsza si on podczas uytkowania lub nagle podczas awarii. Spadek wydajnoci zwizany ze zuyciem skutkuje wzrostem zuycia paliwa i wzrostem temperatury przy tej samej prdkoci obrotowej silnika lub utrzymaniu identycznego cigu.

Temperatura EGT odzwierciedla tempo degradacji gorcych czci, a jej monitorowanie dla kadego silnika pod skrzydem umoliwia:

  • identyfikacja nieprawidowych dryftów punktu pracy gorcych czci (które s najbardziej ograniczone w locie)
  • oszacowanie potencjau ycia pod skrzydem bez demontau (czy to dla pierwszego wyposaenia, czy tych, które zostay usunite do remontu)
  • realizacja zabiegów konserwacyjnych pod skrzydem majcych na celu przywrócenie obrzea lub zagodzenie jej degradacji

Czynniki wpywajce na pogorszenie mary EGT to:

  • otoczenie silnika (piasek, grad, popió wulkaniczny itp.)
  • stosunek maksymalnego cigu uywanego podczas startów (derate)
  • procedury konserwacyjne stosowane regularnie w celu przywrócenia marginesu EGT (mycie wod, wymiana sond temperatury EGT itp.)
  • róne cykle statku powietrznego (odcinki lotu) w zalenoci od tego, czy jest to krótki, redni czy dugi dystans
Monitorowane parametry

Parametry monitorowane podczas lotu pochodz z systemu samolotu i silnika. S one podzielone na trzy kategorie: obowizkowe, zalecane i opcjonalne.

Lista gównych parametrów rejestrowanych podczas lotu:

  • Identyfikacja statku powietrznego, data, czas GMT
  • faza lotu, wysoko, liczba Macha, TAT
  • Informacje o klimatyzacji i odpowietrzaniu
  • parametry pracy silnika: prdkoci obrotowe, temperatura EGT, zuycie paliwa
  • konfiguracja operacyjna silnika, taka jak rodzaj regulacji i moc

Najwaniejszymi parametrami dotyczcymi warunków eksploatacji s:

  • faza lotu
  • Wysoko
  • Mach
  • ROBI FRYWOLITKI
  • Stan krwawienia
  • Stan ochrony przed oblodzeniem
Kryteria nabycia

W celu uzyskania odchyle monitorowanych parametrów, które s moliwie najmniej zanieczyszczone przez dziaanie ukadu samolot-silnik, naleao wczeniej zdefiniowa kryteria akwizycji.

Gównie te kryteria to:

  • ustabilizowane warunki lotu z wyczon automatyczn przepustnic, jeli to moliwe;
  • silniki w nominalnym trybie pracy;
  • dane zapisane z dostateczn liczb znaczcych cyfr;
  • okresowo kalibrowany system oprzyrzdowania.
Kryteria stabilnoci podczas przelotu

Przy automatycznej akwizycji przez co najmniej 12 sekund musz by utrzymane nastpujce warunki:

  • Wysoko powyej 6000  m
  • Mach midzy 0,6 a 0,9
  • Odchylenie TAT poniej ° C
  • Zmiana prdkoci obrotowej silnika mniejsza ni 0,4%
  • Rónica wysokoci poniej 30  m
  • Stabilny KRWAW
  • Gondola i skrzydo przeciwoblodzeniowe s wyczone

W przypadku akwizycji rcznej stabilizacja warunków przelotu jest konieczna przez ponad 5 minut

Kryteria akwizycji w Take OFF

Start to faza lotu, która nakada na silniki bardzo due ograniczenia termiczne i mechaniczne. Jest to dodatkowo przejciowa faza lotu majca nastpstwa po starcie (np. Tarcze turbiny nadal si rozszerzaj kilka minut po powrocie silników przy zmniejszonej mocy), która wymaga przy akwizycji parametrów podjcia nastpujcych rodków ostronoci:

  • Unikaj wykorzystywania w analizie odchyle parametrów z pierwszego startu w cigu dnia lub ze startu po wyczeniu silnika trwajcym krócej ni 4 godziny
  • Zapisz dane w momencie maksymalnego EGT, który jest zmienny w zalenoci od typów silników
Ocena wystpów

Gównym celem monitorowania operacji w locie jest przewidywanie demontau silnika przed rozpoczciem lotu lub identyfikacja przewidywalnej awarii w locie, która nie pozwoliaby na zakoczenie misji w spodziewanych lub gorszych warunkach, które podwaayby bezpieczestwo lotu.

Zasada polega na porównaniu osigów zmierzonych podczas lotu z danymi z bazy danych podsumowujcej rednie charakterystyki rozpatrywanego typu silnika.

Obserwowane rónice midzy danymi lotu a wartociami oczekiwanymi pozwalaj na obliczenie odchyle w bazie danych poprzez cakowanie warunków eksploatacyjnych lotu (wysoko, mach, TAT, efekty upuszczania klimatyzacji)

Specjalny monitoring cinienia oleju umoliwia wczesne wykrycie potencjalnych uszkodze oysk.

Monitorowanie to umoliwia równie, w kontekcie lotów dwusilnikowych (ETOPS), okrelenie, czy marginesy EGT i prdko sprarki w tym czasie s wystarczajce, aby zapewni realizacj misji. Odchylenia od tych parametrów pozwalaj na ustawienie limitów przelotu.

Konserwacja

Genera

Moemy wyróni trzy tryby konserwacji:

    • konserwacja z ograniczeniem czasowym
    • utrzymanie zalene od stanu
    • utrzymanie z monitorowaniem zachowania.

Wybór zastosowania jednego lub drugiego z tych trybów do jednego lub wicej elementów silnika wynika ze wstpnej analizy podstawowych funkcji silnika, wyników uzyskanych w badaniach niezawodnoci, poszczególnych testów, a take z dowiadczenia zdobytego w ywotno.

Czynnoci konserwacyjne opisane s w dokumentacji dotyczcej silnika:

    • Instrukcja konserwacji,
    • Instrukcja obsugi technicznej
    • Instrukcja remontu (naprawy).

Konserwacja z ograniczeniem czasowym

W tym trybie konserwacji elementy s skadowane w ustalonym terminie i weryfikowane, jeli istnieje jakikolwiek pozostay potencja ywotnoci lub wycofywane z eksploatacji, jeli limit ywotnoci zosta osignity.

Konserwacja zalena od stanu

Polega to na przeprowadzaniu procedur konserwacyjnych zgodnie ze stanem elementów, a tym samym na monitorowaniu degradacji danych czci w celu okrelenia interwencji w odniesieniu do zaobserwowanej usterki. Wymaga to rodków monitorowania, takich jak analiza chemiczna oleju lub kontrola wzrokowa metod endoskopow ...

Konserwacja z monitorowaniem zachowania

Ten rodzaj obsugi polega na staym monitorowaniu niektórych istotnych parametrów pracy silnika w celu wczesnego wykrycia nieprawidowoci i zastosowania odpowiednich procedur obsugowych przed wystpieniem awarii.

Etapy konserwacji

utrzymanie zostao podzielone na kilka etapów okrelonych w zalenoci od trudnoci interwencji, czasu potrzebnego do przeprowadzenia interwencji oraz wzgldów logistycznych i legislacyjnych.

Typowym przykadem rozkadu poziomów jest:

    • 1 st Echelon: Silnik zamontowany na samolocie (wizyty, depozyty ... LRU)
    • 2 nd Echelon: Silnik usunity z samolotu (Demonta - Instalacja SRU i moduów)
    • 3 rd Echelon: silnik usunity i cika konserwacja (ingerencja w moduy itp.)
    • 4 th Echelon: rewizji General - Naprawa (specjalistyczne warsztaty) - przed pasau oparta hamowni pod skrzydami

Rodzaje konserwacji

Istniej gównie dwa rodzaje konserwacji:

    • tak zwane czynnoci konserwacji prewencyjnej
    • tak zwane operacje korygujce

Konserwacja zapobiegawcza

Konserwacja prewencyjna obejmuje procedury, które naley wykonywa systematycznie, aby utrzyma silnik w eksploatacji w optymalnych warunkach bezpieczestwa.

Program utrzymania obejmuje tzw. Procedury wdroeniowe, takie jak

    • przegldy przed lotem
    • wizyty po locie
    • tzw. wizyty okresowe (50, 100, 400 godzin).

Konserwacja naprawcza

Konserwacja naprawcza obejmuje wszystkie procedury, które naley przeprowadzi w razie wypadku, awarii, usterki itp. Dziaania naprawcze musz umoliwi przywrócenie silnika do normalnej pracy tak szybko, jak to moliwe. Konserwacja naprawcza obejmuje: diagnostyk usterek, kontrole funkcjonalne, kontrole stanu, demonta i monta elementów, regulacje itp.

Procedury konserwacyjne

Procedury konserwacji, które s specyficzne dla kadego silnika, maj pewne wspólne czci, takie jak:

    • aktualne wizyty techniczne
    • róne kontrole i procedury
    • demonta i ponowny monta moduów lub elementów
    • regulacje dokonywane statycznie lub dynamicznie na stanowisku badawczym lub pod skrzydem.

Wdraanie procedur utrzymania ruchu

Moemy wspomnie o zwykych rodkach ostronoci, takich jak:

    • szacunek dla stref niebezpiecznych,
    • rodki, jakie naley podj w przypadku poaru,
    • pooenie urzdzenia (wzgldem wiatru i ssiednich instalacji)
    • obszar ssania
    • itp.

Wizyty wdroeniowe

S uwzgldnione w rutynowym programie konserwacji. Wyróniamy:

    • przegld przed lotem
    • wizyta po locie
    • wizyta po ostatnim locie dnia ...

Generalnie ograniczaj si do ogldzin, w szczególnoci wlotu powietrza i wylotu.

Odbywaj si one wedug okrelonej cieki pozwalajcej w racjonalny sposób sprawdzi maksimum elementów.

Stay punkt kontroli

Ten punkt stay jest wykonany z silnikiem pod skrzydem. Jego celem jest sprawdzenie wydajnoci i integralnoci mechanicznej silnika. Odbywa si to w regularnych odstpach czasu lub po wymianie elementów lub po analizie awarii. W niektórych przypadkach uzupenia go jeden lub wicej testów w locie. Ze wzgldów ekonomicznych podejmuje si próby skrócenia czasu trwania i liczby punktów staych.

W przypadku staego punktu naley zachowa klasyczne rodki ostronoci podczas instalacji; róne parametry silnika stosowane do oceny stanu silnika s rejestrowane i zapisywane na przeznaczonym do tego arkuszu.

Okresowe wizyty

S to wizyty konserwacyjne, które naley przeprowadza w regularnych odstpach czasu. Obejmuj szereg interwencji, takich jak:

    • ogldziny
    • Wizyty w filtrach i korkach magnetycznych na obwodzie oleju
    • Próbki oleju do analizy chemicznej i spektrograficznej

Wizyt okresow zazwyczaj uzupenia stay punkt. Ich czstotliwo, zalena od wyposaenia, to kilka lub kilkadziesit godzin (przykad: wizyta 25 - 50 - 100 - 300 godzin).

Wizyty mog odbywa si w sposób zablokowany lub rozoony.

Wizyty tzw. Zablokowane odpowiadaj wykonaniu wszystkich operacji typu wizyty we wskazanym terminie. W przypadku wizyt rozoonych w czasie (lub progresywnych) urzdzenie nie jest unieruchamiane w ustalonym czasie. Korzystamy z okresów bezczynnoci, aby stopniowo przeprowadza wszystkie operacje z zachowaniem jednak okresu dla kadego rodzaju interwencji.

Wybór metody konserwacji (zablokowanej lub progresywnej) pozostawia si inicjatywie uytkownika zgodnie z okrelonymi dla niego kryteriami.

Ponisza niewyczerpujca lista daje wyobraenie o tym, co mona osign:

    • Wizualne sprawdzenie stanu: wlotu powietrza, sprarki, dyszy, zamocowa przewodów, elementów sterujcych,
    • Kontrole funkcjonalne,
    • Przegld filtrów (wskanik zabrudzenia, elementy itp.), - Przegld wtyków magnetycznych,
    • Pobieranie próbek oleju do analizy,
    • Stay punkt kontrolny (parametry ...),
    • Poziomy - moliwe pene,
    • Endoskopia, wibracje, zuycie materiaów ciernych

Sterownica

Czynnoci konserwacyjne charakteryzuj si równie licznymi kontrolami dziaania lub stanu.

Poniej znajduje si lista niektórych typowych elementów sterujcych:

    • Sterowanie moc silnika (kontrola zasilania)
    • Rczna kontrola swobodnego obrotu zespou wirujcego w celu sprawdzenia, czy nie ma nieprawidowego tarcia
    • Kontrola czasu automatycznego obrotu (czas do cakowitego zatrzymania zespou wirujcego po zatrzymaniu silnika)
    • Sprawdzenie luzu na kocu opatek turbiny
    • Wizualna kontrola erozji sprarki za pomoc narzdzi
    • Bezporednia kontrola wzrokowa (wlot powietrza, wydech, obudowy, poczenia, ukad hamulcowy, przewody, akcesoria itp.)
    • Endoskopowa kontrola stanu czci wewntrznych
    • Kontrola gry
    • Kontrola wibracji
    • Kontrola przepuszczalnoci (przepyw przez okrelone elementy)
    • Sprawd szczelno
    • Kontrola i wykrywanie pkni
    • Róne testy funkcjonalne (uycie narzdzi testowych).

Przechowywanie

Gdy z jakiego powodu silnik nie ma pracowa przez pewien czas, naley go zabezpieczy przed korozj stosujc procedur zwan przechowywaniem.

Procedura ta zaley od umiejscowienia silnika (zainstalowanego na statku powietrznym lub nie) i planowanego przestoju.

Mówic najogólniej, polega to na uruchomieniu silnika mieszank paliwa i oleju podczas wtryskiwania oleju akumulacyjnego do wlotu powietrza. Na kocu tego staego miejsca przechowywania wszystkie otwory s zablokowane, a silnik zabezpieczony w dowolny sposób (plandeki, maski itp.).

W celu dugotrwaego unieruchomienia lub transportu, silnik jest wyjmowany i umieszczany w specjalnym pojemniku, czsto pod cinieniem i wyposaonym w pochaniacze wilgoci.

Instrukcje konserwacji przewiduj okresowe kontrole przechowywania.

Uwaga: Podczas transportu naley przedsiwzi rodki ostronoci, aby nie uszkodzi silników przez wstrzsy lub nadmierne wibracje.

Mycie kompresora

Wród przyczyn przedwczesnego demontau silnika stosunkowo czste s te zwizane z niszczeniem sprarki na skutek erozji lub korozji.

Rzeczywicie, strumie powietrza (w szczególnoci sprarka) wspópracuje z powietrzem, które moe by obcione pierwiastkami erozyjnymi lub korozyjnymi. Na przykad erozja w atmosferze piaszczystej, korozja w atmosferze zasolonej. Ponadto poczenie z jakimikolwiek wyciekami powoduje zatykanie, co zmniejsza wydajno.

W celu umycia silnika do wlotu powietrza wtryskuje si mieszanin wody i rodka czyszczcego. Te procedury czyszczenia maj zastosowanie do zapobiegania lub po wykryciu spadku wydajnoci podczas monitorowania silnika pod skrzydem.

Instrukcja obsugi silnika zawiera wszystkie informacje niezbdne do wykonywania tych czynnoci obsugowych, które, naley pamita, maj ogromne znaczenie dla zapobieenia czsto nieodwracalnemu rozwojowi procesu (zarastaniu lub korozji).

Procedura przyjmowania cia obcych

Czy to w locie, czy na ziemi, silnik moe pochania róne przedmioty w strumieniu powietrza, które mog uszkodzi sprark i opatki turbiny. Silnik jest certyfikowany, aby wytrzyma wtryskiwanie skalibrowanych ptaków, niewielki grad lub wod podczas startu i ldowania.

Na ziemi najczciej s to przedmioty pozostawione w pobliu wlotów powietrza oraz w locie, najczciej jest to spotkanie z ptakami. Spoycie cia obcych moe prowadzi do mniej lub bardziej powanych uszkodze, które mog skutkowa znacznymi wibracjami, zmniejszonymi osigami, a nawet zatrzymaniem silnika.

Kiedy obserwuje si poknicie, zaleca si sprawdzenie strumienia powietrza, aw szczególnoci opatek sprarki (-ek) i turbiny (-ek). Rozwizanie konserwacyjne zaley wtedy od stopnia anomalii i typu silnika.

Procedury demontau i instalacji

Wród elementów silnika, które mona wymieni, s te, które mona wymieni online (pod botnikiem) oraz takie, które mona wymieni tylko w warsztacie po wyjciu silnika.

Te pierwsze s przedmiotem procedur dla LRU (Line Replacable Unit), a drugie procedur dla SRU (Shop Replacable Unit).

Moduowo

Moduowo (konstrukcja moduowa) umoliwia stworzenie silnika z doskonale wymiennych elementów zwanych moduami w celu uproszczenia czynnoci konserwacyjnych na flocie identycznych silników.

Moduowo zapewnia wiksz dostpno operacyjn i znaczn redukcj kosztów utrzymania.

Wraz z konstrukcj moduow, pojcie potencjau motorycznego ewoluuje i zostaje zastpione przez ograniczenia specyficzne dla kadego moduu.

Rozdzielenie na wstpnie wywaone i wstpnie ustawione moduy oznacza bardziej kopotliwe zarzdzanie, ale daje moliwo wymiany niektórych moduów bez koniecznoci zwracania caego silnika do fabryki.

Ustawienia

Silnik musi przej szereg kontroli przed zamontowaniem pod skrzydem i wykaza si dobrym lotem . Jest to tym bardziej prawdziwe, jeli chodzi o operacj konserwacyjn, dlatego producenci wraz z pojawieniem si nowych przepisów typu FADEC skorzystali z okazji, aby zintegrowa pewn liczb funkcji, pozwalajcych znacznie uproci regulacj strojenia.

Rozwizywanie problemów

W przypadku rozwizywania problemów kierujemy si dwoma imperatywami, którymi s czas unieruchomienia silnika i uzasadnione usunicie elementów. Procedura rozwizywania problemów bdzie zalee od anomalii i trudno jest poda metod, któr mona zastosowa we wszystkich przypadkach. Niemniej jednak mona powiedzie, e znajomo sprztu (znajomo budowy, dziaania i zachowania) oraz metodyczne badania przyczyniaj si do pewnej diagnozy i szybkiego rozwizywania problemów.

Ogóln zasad jest jasne zdefiniowanie objawu, jego interpretacja oraz przeprowadzenie diagnozy w sposób logiczny w celu dobrania i zastosowania procedury umoliwiajcej rozwizywanie problemów.

Wybran procedur moe by:

    • ustawienie
    • demonta, czyszczenie, ponowny monta zapchanego filtra
    • wymiana uszkodzonej lub wycofanej z eksploatacji czci
    • sprawdzenie dziaania silnika (punkt stay)
    • itp.

Instrukcja konserwacji zawiera tabele wyszukiwania usterek, w których wymieniono najczstsze przypadki awarii, które mona napotka, ale w wikszoci przypadków znajomo obsugi silnika pozostaje niezbdna.

rodki utrzymania

rodki uywane do wykonywania konserwacji s bardzo zrónicowane, a do gównych nale:

    • analiza oleju
    • kontrola wibracji
    • kontrola endoskopowa
    • przewietlenie
Analiza oleju

Obwód oleju smarujcego jest wyposaony w filtry i korki magnetyczne, które zatrzymuj pewne czsteczki w zawiesinie. Jednak olej przyjmuje równie mae czstki, których nie mona zatrzyma tymi konwencjonalnymi metodami, ale które mona wykry i zmierzy za pomoc analizy spektrometrycznej oleju. Wyniki takiej analizy pozwalaj z wyprzedzeniem wykry potencjalne awarie i nieprawidowe zuycie.

Zasada analizy spektrometrycznej

Podstawow zasad jest obserwowanie stosunku midzy prdkoci zuycia czci a prdkoci zanieczyszczenia oleju, poniewa im wysza prdko zanieczyszczenia, tym wiksza utrata metalu, a tym samym wiksze jest ryzyko pknicia.

Decydujcym parametrem jest zatem nie tylko mierzone w danym momencie stenie, ale przede wszystkim wzrost tempa zanieczyszczenia.

Spektrometr, który skada si z dwóch elektrod, jednej nieruchomej i jednej wirujcej w oleju do analizy, pozwala dziki rónicy potencjaów midzy dwoma elektrodami na odparowanie oleju, który uwalnia elektrony powodujc fal wietln przechwycon przez ukad optyczny, który j ugina. na promienie elementarne odpowiadajce zastosowanemu metalowi.

Zasada ferrografii

Jest to technika laboratoryjna polegajca na oddzieleniu czstek zawartych w próbce oleju pod dziaaniem silnego pola magnetycznego.

czstki te s nastpnie poddawane rónym procedurom:

    • Badanie czstek (wizualne i / lub mikroskopowe)
    • Liczenie wedug rozmiaru (rczne lub automatyczne)
    • Analiza po podgrzaniu

Na podstawie przedstawionych wskazówek mona okreli przedmiotowy element i rodzaj napotkanego zuycia. W ten sposób uzyskuje si interesujce wyniki w dziedzinie przeywalnoci oysk (pknicia zmczeniowe, które generuj odamki o ksztacie kulistym).

Skuteczno rónych metod

Metody te s komplementarne i czsto konieczne jest czenie ich w celu uzyskania doskonaego monitorowania danego materiau. Róne wzorce zuycia generuj czstki o rónej wielkoci i ksztacie, a kada metoda ma maksymaln wydajno dla okrelonych rozmiarów czstek: na przykad analiza spektralna jest skuteczna tylko w przypadku czstek mniejszych ni 15 mikronów, za wtyczka magnetyczna jest szczególnie odpowiednia dla czstek o wielkoci od 100 do 300 mikronów . Jedn z gównych zalet ferrografii jest wypenienie luki midzy tymi dwiema metodami, umoliwiajc gromadzenie i analiz czstek o wielkoci od 15 do 100 mikronów.

Te czasami bardzo wyrafinowane metody nie powinny przesania tradycyjnych sposobów oceny przeprowadzanej in situ. Oto typowe procedury konserwacyjne wymagajce nadzoru i dowiadczenia mechanika:

    • Badanie filtrów
    • Badanie nasadek magnetycznych
    • Sprawdzenie oleju (koloru, zapachu itp.)
    • Sprawdzanie gier
    • Sprawdzanie haasu (nienormalne odgosy)
    • Róne kontrole wizualne
Kontrola wibracji

Biorc pod uwag due prdkoci obrotowe, kade niewywaenie zespou wirujcego moe, jeli przekroczy pewien próg, mie niefortunne konsekwencje z powodu generowanych wibracji. Naley upewni si, e limity te nie zostan przekroczone podczas eksploatacji.

Jakiekolwiek odksztacenie lub uszkodzenie zespou wirujcego powodujce wibracje, monitorowanie amplitudy tych drga moe pozwoli na wczesne wykrycie anomalii.

Pomiar drga odbywa si za pomoc czujników umieszczonych w pobliu sprawdzanego zespou. Zastosowane czujniki s typu elektromagnetycznego lub piezoelektrycznego.

Kierowca okrela wartoci graniczne i dziaania, jakie naley podj (wymiana oyska, wypoziomowanie wirnika lub nawet wymiana caego silnika).

Kontrola endoskopowa

Badanie endoskopowe umoliwia wizualne badanie czci wewntrznych przez mae otwory bez koniecznoci demontau.

Zasada dziaania endoskopu

Skada si z laski wyposaonej w wiatowody przewodzce wiato oraz systemu wizyjnego skadajcego si z soczewek. wiato pochodzce z generatora jest zimne i przeciwwybuchowe, co pozwala na sterowanie w rodowisku wybuchowym.

W celu sterowania prt wprowadzany jest przez przewidziane do tego otwory w rónych punktach silnika. Ruch i orientacja prta pozwalaj na obserwacj caej czci.

Kontrola radiograficzna

Radiografia moe by stosowana jako metoda bada nieniszczcych, a przewidziana metoda, typu radiografii gamma, umoliwia kontrol bez koniecznoci usuwania.

Radiografia gamma czy wykorzystanie radioaktywnoci i fotografii. Przez badan cz przechodzi ródo promieni , które pochania cz promieniowania. Powstae promieniowanie odbija si na kliszy fotograficznej, ukazujc wady czci.

Zanieczyszczenia generowane przez reaktory

Zanieczyszczenie haasem

Do przystawek - off i ldowania fazy s szczególnie szkodliwe z punktu widzenia emisji haasu.

Genera

Podczas startu haas generowany przez silnik turboodrzutowy jest znaczny, zwaszcza w przypadku pojedynczego i podwójnego przepywu z dopalaniem. Haas jest tym waniejszy, e prdko wyrzutu jest dua, co ma miejsce w przypadku silników samolotów myliwskich.

Silnik turboodrzutowy jest gównym ródem haasu emitowanego przez samoloty, ale nie jedynym. Do klapy i podwozie mie znaczcy wpyw na startu i ldowania. Ponadto, nawet jeli szacuje si, e mniej ni 10% zakóce akustycznych jest powodowanych przez samoloty, silniki turboodrzutowe, a bardziej ogólnie silniki lotnicze, generuj dwiki o bardzo niskiej czstotliwoci, które s sabo tumione przez odlego i ciany. Niemniej jednak w cigu ostatnich 50 lat poczyniono znaczne postpy, poniewa poziom haasu samolotów spad o ponad 10  dB zarówno podczas startu, jak i podczas podejcia do ldowania oraz podczas lotu.

agodzenie zanieczyszczenia haasem

Silnik turboodrzutowy generuje dwa rodzaje haasu: powodowany wyrzutem gazów i wywoywany przez interakcje midzy obracajcymi si opatkami a rónymi kanaami. Drugi staje si dominujcy nad pierwszym podczas faz startu lub podejcia. Poniewa celem jest zmniejszenie emisji haasu na terenach zamieszkaych, badania koncentruj si na ograniczeniu tego drugiego rodzaju haasu.

Jednym z najbardziej znanych programów redukcji emisji haasu z silników turboodrzutowych jest europejski  projekt aktywnego pochaniania dwiku   Resound . Zasada projektu polega na stworzeniu fali o takiej samej strukturze przestrzennej - to znaczy o tej samej czstotliwoci , tej samej amplitudzie i tej samej kierunkowoci - co szum liniowy wentylatora, ale przesunity w fazie o 180 ° . W tym celu generowany jest tryb akustyczny identyczny z trybem interakcji dziki siatce kontrolnej zoonej z promieniowych prtów. Chocia poziom akustyczny harmonicznych jest zwikszony z powodu tworzenia nowych dwików interakcji, wzmocnienie podstawowe osiga 8  dB .

Inne nowsze projekty, takie jak LNA-2 dla samolotu o niskim poziomie haasu 2 , koncentruj si bardziej na promieniowaniu akustycznym w dole strumienia. Rozpocz wProgram opiera si na charakterystyce eksperymentalnej i numerycznej w celu zmniejszenia skutków tego promieniowania.

Zanieczyszczenie atmosfery

Genera

Emisje zanieczyszcze ze spalania nafty s jednym z gównych problemów silnika turboodrzutowego, z którym inynierowie bior eb w eb. Niemniej jednak naley je spojrze z odpowiedniej perspektywy, poniewa ruch lotniczy stanowi tylko 5% emisji zanieczyszcze w pobliu domów, a wyemitowany CO 2 przyczynia si tylko do 2% efektu cieplarnianego na Ziemi. Efekty smug kondensacyjnych to zasadniczo krysztaki lodu generowane przez par wodn, która sama jest wytwarzana przez spalanie nafty i krystalizowana przez zimno [ref. konieczne] .

Jednak zanieczyszczenie powietrza na duych wysokociach moe mie znacznie wikszy wpyw na rodowisko, w szczególnoci na cieczenie warstwy ozonowej . W rzeczywistoci 75% emisji z silników turboodrzutowych wystpuje podczas przelotów w troposferze i niszych warstwach stratosfery .

Produkty spalania

Wród produktów spalania zwizanych z prac silników turboodrzutowych znajduj si dwa toksyczne gazy:

  • wysokotemperaturowy tlenek azotu;
  • tlenek wgla, gdy silnik pracuje na biegu jaowym.

Problemy spalania, które naley rozwiza, s zwizane z nastpujcymi trybami pracy turboodrzutowego:

  • na biegu jaowym konieczne jest due bogactwo, aby zwikszy prdko reakcji silnika i temperatur robocz;
  • na penym gazie nasycenie naley zmniejszy, aby obniy temperatur i uzyska wzmocnienie;
    • w sprawie zanieczyszczenia spalinami i tlenkiem azotu,
    • na temperatur wewntrznych cian silnika,
    • w jednorodnoci temperatur wypychanych gazów.

Aby zmniejszy zanieczyszczenie dziaamy na rónych osiach na poziomie komór spalania:

  • spalanie etapowe w komorze dwugowicowej;
  • zmienna geometria wewntrzna.

Uwagi i odniesienia

  1. Maxime Guillaume patentowego N O  534 801.
  2.   Patent wynalazku - Propelent przez reakcj z powietrzem   , wydany przez Krajowy Urzd Wasnoci Przemysowej .
  3. (en) Kendall F. Haven (2006) , 100 najwikszych wynalazków naukowych wszechczasów , Jak wynaleziono silnik odrzutowy , P.  225-226 .
  4. (en) Mary Bellis, silników odrzutowych - Hans von Ohain i Sir Frank Whittle - historii Jet  " , na About.com (dostp 16 sierpnia 2009 ) , s.  1.
  5. (w)   Junkers Jumo 004 B4 Turbojet Engine   w National Air and Space Museum (dostp 16 sierpnia 2009 ) .
  6. (en) Klaus Hünecke (1997) , Silniki odrzutowe: podstawy teorii, projektowanie i dziaanie , Turbinowy silnik lotniczy, rozdz.  1, str.  3 .
  7. (w)   History of Jet Engines   on Scientists and Friends (dostp: 16 sierpnia 2009 ) , s.  1 do 5.
  8.   Bell P-59 Airacomet: The USAAF's False First Jet   , na Legendary Aircraft (dostp 25 sierpnia 2009 ) .
  9.   Ryan FR-1 Fireball: The US Navy's Hybrid Fighter   na Legendary Plane (dostp 25 sierpnia 2009 ) .
  10. North N. 1500 Griffon: francuski odrzutowiec za wczenie  " , na legendarnym samolocie (dostp 25 sierpnia 2009 ) .
  11. (w) McDonnell F-4A Phantom II" Sageburner "  " w National Air and Space Museum (dostp: 16 sierpnia 2009 ) .
  12. (w :)   De Havilland Comet   , on Century of Flight (dostp: 16 sierpnia 2009 ) .
  13. Jean-Claude Thevenin (2004) , Silnik turboodrzutowy, silnik samolotów odrzutowych , rozdz. 6 - Kilka charakterystycznych postaci, s.  38-40 .
  14. Thrust SSC, Sport Auto , wydanie 430, listopad 1997, str.  10-11 .
  15. Czterech producentów silników obok siebie
  16.   Samoloty z wicej ni 150 miejscami: kto co zasila  " Air & Kosmos , n O  2176S,, s.  102.
  17. (in)   Jak dziaa silnik odrzutowy   On About.com (dostp: 16 sierpnia 2009 ) .
  18.   Microturbo - Safran Group   , na microturbo.com (dostp 25 sierpnia 2009 ) .
  19. Jean-Claude Thevenin (2004) , The silników turboodrzutowych, silnika samolotów odrzutowych , rozdz. 2 - Róne typy pdników i ich cig, s.  8 .
  20. Jean-Claude Thevenin (2004) , The silników turboodrzutowych, silnika samolotów odrzutowych , rozdz. 5 - Materiay, projektowanie mechaniczne i produkcja silników turboodrzutowych, s.  32-34 .
  21. Jean-Claude Thevenina (2004) , turboodrzutowy silnik samolotów odrzutowych , rozdz. 3 - Zasada dziaania silnika turboodrzutowego, s.  12-15 .
  22.   Goblin Reactor  , o kanadyjskich siach powietrznych (dostp 24 sierpnia 2009 ) .
  23. Daniel Vioux,   Elements of a turbojet   (dostp 5 listopada 2015 ) .
  24. Patrice Guerre-Berthelot , 70 lat odrzutowców , Rennes, edycje Marines) ,, 96  str. ( ISBN  978-2-35743-062-4 ) , str.  22.
  25.   Ukad napdowy statku powietrznego   (dostp 18 sierpnia 2009 ) .
  26. Turbofan  " (dostp 18 sierpnia 2009 ) .
  27. Jean-Claude Thevenin (2004) , Silnik turboodrzutowy, silnik samolotów odrzutowych , rozdz. 3 - Zasada dziaania silnika turboodrzutowego, s.  25 .
  28. Jean-Claude Thevenin (2004) , Silnik turboodrzutowy, silnik samolotów odrzutowych , rozdz. 3 - Zasada dziaania silnika turboodrzutowego, s.  26 .
  29. (in) Jak dziaa dopalacz  » , Jak to dziaa (dostp 15 sierpnia 2009 ) .
  30.   Thrust reverser control systems   , na Messier Bugatti (dostp 19 sierpnia 2009 ) .
  31.   The Thrust Vector   na légendaire.net Jet (dostp 19 sierpnia 2009 ) .
  32. (in) pomocniczy Zasilanie Jednostki  " , na NASA (dostp 19 sierpnia 2009 r ) .
  33.   Studium haas silnika odrzutowego   (dostp 30 sierpnia 2009 ) .
  34. Numeryczna symulacja przepywów i aeroakustyki  " , ONERA (konsultacja 30 sierpnia 2009 ) .
  35.   haas wentylatora za silnikiem turbowentylatorowym   , na ONERA ( sprawdzono 30 sierpnia 2009 ) .
  36.   The environment - Pollution   [PDF] , ACIPA (dostp 30 sierpnia 2009 ) .

Zaczniki

Bibliografia

  • R. Kling, General thermodynamics and applications , Pary, Éditions Technip,( OCLC  19286332 )
  • R. Ouziaux & J. Perrier, Mechanika stosowana, tom 1, Mechanika pynów , Dunod ,
  • R. Ouziaux i J. Perrier, Mechanika stosowana, tom 2, Termodynamika , Dunod ,
  • Jacques Lachnitt, mechanika pynów , PUF que sais-je
  • R. Comolet, Experimental fluid mechanics, tomy 1, 2 i 3 , Masson,
  • G. Lemasson, Maszyny do transformacji energii , Delagrave,
  • R. Vichnievsky, Termodynamika stosowana w maszynach , Masson,
  • V. Bensimhon, Operacja bez adaptacji maszyn turbinowych , Masson,
  • (en) Kendall F. Haven, 100 najwikszych wynalazków naukowych wszechczasów , Biblioteki nieograniczone,, 333  pkt. ( ISBN  978-1-59158-264-9 , czytaj online )
  • (en) Klaus Hünecke, Jet Engines: Fundamentals of Theory, Design, and Operation , Zenith Imprint,, 241  str. ( ISBN  978-0-7603-0459-4 , czytaj online )
  • Jean-Claude Thevenin, Silnik turboodrzutowy, silnik samolotów odrzutowych , Association Aéronautique et Astronautique de France,, 46  s. ( czytaj online )
  • Serge Boudigues, turboodrzutowe , Dunod ,, 112  str.
  • Gilbert Klopfstein, Zrozumie samolot (tom 3) , Cépaduès,, 256  pkt.
  • J. Découflet, Aerotermodynamika maszyn wirnikowych , kurs ENSAE
  • Alfred Bodemer , Global aeronautical turbomachines , Pary, edycje Larivière, wyd .  "Docavia" ( N O  10), 255  str. ( OCLC  37145469 )
  • Alfred Bodemer i Robert Laugier, ATAR i wszystkie inne francuskie silniki odrzutowe , Riquewihr, Éditions JD Reiber,, 335  str. ( ISBN  978-2-9510745-0-7 , OCLC  41516392 )
  • Lehmann and Lepourry, Turbojet Technology , Tuluza, ENAC,323  s. ( OCLC  300314006 )

Powizane artykuy

Linki zewntrzne

Mamy nadzieję, że informacje, które zgromadziliśmy na temat Silnik turboodrzutowy, były dla Ciebie przydatne. Jeśli tak, nie zapomnij polecić nas swoim przyjaciołom i rodzinie oraz pamiętaj, że zawsze możesz się z nami skontaktować, jeśli będziesz nas potrzebować. Jeśli mimo naszych starań uznasz, że informacje podane na temat _title nie są całkowicie poprawne lub że powinniśmy coś dodać lub poprawić, będziemy wdzięczni za poinformowanie nas o tym. Dostarczanie najlepszych i najbardziej wyczerpujących informacji na temat Silnik turboodrzutowy i każdego innego tematu jest istotą tej strony internetowej; kierujemy się tym samym duchem, który inspirował twórców Encyclopedia Project, i z tego powodu mamy nadzieję, że to, co znalazłeś o Silnik turboodrzutowy na tej stronie pomogło Ci poszerzyć swoją wiedzę.

Opiniones de nuestros usuarios

Andrew Tomczyk

W tym poście o Silnik turboodrzutowy dowiedziałem się rzeczy, których nie znałem, więc mogę już iść spać.

Ala Karczewski

Podane informacje o zmiennej Silnik turboodrzutowy są prawdziwe i bardzo przydatne. Dobrze.

Radoslaw Makowski

Ten wpis o Silnik turboodrzutowy był właśnie tym, co chciałem znaleźć.