Turbojet

Turbojet este un sistem de propulsie care transformă potențialul energiei chimice conținute într - un combustibil, asociat cu un comburant care este aerul ambiant, în energie cinetică făcând posibilă generarea unei forțe de reacție într - un mediu compresibil în direcția opusă ejecție.

Acest tip de motor este utilizat în principal pe avioane de tip comercial sau militar. Împingere rezultatele generate de accelerarea unei anumite cantități de aer între admisie (duza de admisie a aerului) și de evacuare (duza de ejecție). Pentru a injecta o cantitate suficientă de aer în masă, o creștere a presiunii la o viteză aproximativ constantă este asigurată de compresorul de intrare. O eliberare semnificativă de energie este apoi cauzată de arderea unui combustibil, în general kerosen , în oxigenul aerului care trece prin mașină. O parte din energia produsă este recuperată de o turbină la ieșirea camerei de ardere pentru a conduce anumite accesorii, inclusiv compresorul situat chiar în aval de intrarea aerului. Cealaltă parte a fluxului fierbinte (adăugată sau nu la fluxul rece în funcție de tipul de reactor) produce împingerea prin expansiune în duza de ejecție.

General

Principiul motorului cu reacție este deja stabilit în a doua jumătate a XIX - lea  secol, dar de la mijlocul anilor XX - lea  secol că costul / eficiența motorului cu jet face deosebit de atractiv pentru avioanele de transport care zboară în zona de subsonic mare ( între Mach 0,7 și 0,9), prin urmare , utilizarea sa pentru aeronavele civile din Airbus A3xx , familiile Boeing B7xx ,  etc.

Datorită adaptărilor la duzele de admisie pentru a absorbi undele de șoc în zborul supersonic și capacității de a genera viteze de ejecție mai mari decât viteza sunetului prin reîncălzirea gazelor prin post-combustie , acestea sunt capabile să acopere intervalele de zbor de la subsonic la supersonic . Sunt folosite de exemplu pe avioane de luptă ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon etc.).

Industria turboreactoarelor este un sector major al aeronauticii civile și militare, ceea ce o face un factor important de dezvoltare tehnologică și un motor economic puternic pentru un număr mare de întreprinderi industriale și comerciale. Este o tehnologie de ultimă generație care se află la răscruce de evoluții importante în domenii la fel de variate precum metalurgia, electronica, IT, fiabilitatea etc. și, în consecință, un mare utilizator al cercetării aplicate. Este, de asemenea, indirect, în Franța, un factor de autonomie în domeniul apărării.

Istoric

Preambul înainte de al doilea război mondial: pionierii

Primul turboreactor a fost construit și prezentat ca „turbo-propulsor” de românul Henri Coandă la spectacolul aerian din 1910 . În timpul unui test la sol, inventatorul și pilotul său, surprinși de putere, întrerup motorul, dar inerția, mult mai mare decât cea a unui motor cu elice , face ca avionul să decoleze oricum, apoi, lipsit de propulsie, a aterizat brusc și parțial ars. Coandă se întoarce la un elice , dar își continuă studiile, iar aventura sa va sta la originea descoperirii efectului Coandă .

Motorul Coandă l-a inspirat mai întâi pe francezul Maxime Guillaume , care a fost primul care a înregistrat,3 mai 1921, un brevet pentru "propulsie prin reacție pe aer", brevet pe care îl obține 13 ianuarie 1922. Cu toate acestea, nu va fi urmată de nicio construcție, deoarece ar fi necesitat progrese tehnice importante în ceea ce privește compresoarele și materialele.

În anii 1930 , noi turboreactoare au fost proiectate, aproximativ simultan, dar independent, de Frank Whittle în Anglia și de Hans von Ohain în Germania . Whittle, inginer aeronautic, s-a alăturat Royal Air Force în 1928 și a efectuat primele zboruri ca pilot în 1931 . În vârstă de 22 de ani, și-a imaginat pentru prima dată un avion propulsat fără elice și a încercat fără succes să obțină sprijin financiar de la armată pentru dezvoltarea ideii sale. Apoi a persistat singur în dezvoltarea acestui motor și și-a imaginat utilizarea a două turbine, una la intrare pentru a aduce aer în camera de ardere și cealaltă pentru a amesteca combustibilul cu aerul.

În 1935 , grație donațiilor private, a construit primul prototip de turbojet și l-a testat pe banca de testare dinAprilie 1937. W.1 , prima Turbojet pentru o aeronavă experimentală mică, a fost livrat pe7 iulie 1939către Power Jets Ltd. , cu care se asociază Whittle. ÎnFebruarie 1940, Gloster Aircraft Company este aleasă pentru a dezvolta o aeronavă propulsată de W.1. „  Pionierul  ” a făcut astfel primul său zbor15 mai 1941.

Von Ohain este doctor în fizică la Universitatea din Göttingen din Germania. Producătorul de aeronave Ernst Heinkel a cerut universității să dezvolte un nou tip de propulsie aeronautică. Răspunzând apelului, Von Ohain a conceput ideea unui motor a cărui combustie are loc într-un ciclu continuu și în 1934 a depus un brevet de motor de propulsie similar cu Whittle în desen, dar diferit la interior. Von Ohain a zburat primul turboreactor pe un Heinkel He 178 în 1939 , primul avion conceput pentru a fi propulsat de acest tip de motor.

În jurul celui de-al doilea război mondial

Primele turboreactoare proiectate de Whittle și Von Ohain au fost proiectate folosind tehnologia compresorului centrifugal . Aceste turboreactoare au dezavantajul necesității unui motor cu diametru mare pentru a putea comprima corect aerul de la intrarea turboului, ceea ce crește diametrul fuselajului și le penalizează performanța, în special turația maximă. În 1940 , Anselm Franz a dezvoltat un motor turbojet bazat pe principiul compresoarelor axiale, a căror secțiune frontală era mult mai mică și eficiența mai bună. Junkers Jumo 004 , astfel , a devenit, în 1944 , nu numai primul Turbojet modern , dar , de asemenea, primul produs in masa.

Primele avioane turbojet produse în serie au fost bombardiere de vânătoare , precum Messerschmitt Me 262 Schwalbe , propulsat de Jumo 004A, folosit la sfârșitul celui de-al doilea război mondial . Proiectarea lor este facilitată de forma alungită și diametrul mic al turboreactoarelor axiale. După război, turboreactoarele s-au răspândit, atât în ​​aviația militară, cât și în cea civilă, precum și în motoarele cu turbopropulsie , proiectate pe o tehnologie foarte similară, pentru a conduce elice. Aliații construiesc un număr mare de motoare cu reacție noi, Me P.1101  (în) este probabil cel mai avansat.

Acești primi vânători vor fi totuși sancționați de motoare fragile și de o crudă lipsă de putere. P-59 Airacomet , primul avion cu reacție de luptă proiectat în Statele Unite , nu a fost niciodată implicat în misiuni de luptă , din cauza performanței sale dezamăgitoare (underpowered, manevrabil pic la viteză redusă, etc.). Încă din 1945 a apărut primul avion „hibrid”. Aceste dispozitive, cum ar fi Ryan FR Fireball , sunt într-adevăr acționate de un turboreactor și un motor cu piston . Unele aeronave sunt chiar echipate cu reactoare cu motor, care permit unui motor cu piston să fie asociat cu un turboreactor embrionar. În plus, căutarea unor viteze tot mai mari va fi la originea în anii 1960 a unei noi hibridizări: un turboreactor asociat cu un ramjet . Nord 1500 Griffon II funcționează pe acest principiu. Turboreactorul funcționează la decolare, în timp ce ramjetul preia în zbor de croazieră.

Ulterior, dezvoltarea continuă a turboreactoarelor a devenit o problemă majoră, atât militară (din punct de vedere al apărării, atacului și forței de descurajare), cât și civilă. Proiectat de McDonnell Douglas , The F-4 Phantom II este un avion militar american cel mai important al XX - lea  secol și luptătorul de Vest a fost cea mai produsă după războiul din Coreea . Alimentat de două turboreactoare General Electric J79 , este unul dintre puținele avioane cunoscute pentru durata de viață și abilitățile sale de misiune. Din punct de vedere civil, De Havilland Comet este prima aeronavă comercială propulsată de turboreactoare. Lansat în 1949 , a rămas celebru pentru o serie de accidente în timpul zborului, care au evidențiat fenomenul oboselii structurale în aeronautică.

1950 - 1980: căutarea performanței

Căutarea unor performanțe mai mari din punct de vedere al tracțiunii se concentrează în esență pe două căi: creșterea raportului de compresie - compresoarele centrifuge și primele compresoare axiale ating cu greu un raport de 6 - și creșterea temperaturii. În Statele Unite, în 1953, General Electric a dezvoltat J79 , al cărui compresor avea 17 etape, 6 dintre statori având o incidență variabilă. Acesta din urmă va fi produs în 16.500 de exemplare. În 1949 , Pratt & Whitney au dezvoltat primul reactor cu dublu butoi care a dus la dezvoltarea militarului J57 folosit pe Boeing B-52 și KC-135 , precum și pe Douglas Skywarrior .

În sectorul civil, sub denumirea de JT3C, va fi propulsorul original pentru Boeing 707 și Douglas DC-8 și, în total, vor fi produse 21.200 de unități. În Regatul Unit, Bristol a dezvoltat din 1949 Olympus , de o tehnologie similară. Inițial, va oferi un impuls de 5.000  daN, ajungând la aproximativ 6.000 în 1957, aproape 8.000 în 1960 și în cele din urmă 9.000  daN . Echipat cu post-combustie , va deveni propulsorul Concorde cu o forță nominală de 17.240  daN .

În Franța, Snecma dezvoltă seria Atar , care va culmina cu 9C la 6.400  daN și va echipa Mirage III și 5 . În cele din urmă, URSS a produs Mikulin AM-5 , AM-9 și RD-9 care echipează luptătorii MiG-19 și Yak-25 . Bombardierele Tu-16 și transportul civil Tu-104 sunt echipate cu AM-3  (ro) dezvoltat de Mikouline care, deși utilizează tehnologia unibody, ajunge la aproape 10.000  daN .

Șocul petrolier

În afară de Concorde, aeronavele comerciale supersonice sunt limitate la viteze subsonice . Prin urmare, creșterea forței este necesară doar pentru a propulsa avioane din ce în ce mai grele. După șocul de ulei , cercetarea se concentrează pe motoarele al căror consum specific - raportul dintre consumul de combustibil și forța de rulare obținută - este cât mai redus. Concurența se dovedește foarte puternică între cei trei principali producători de motoare - Rolls-Royce în Regatul Unit, Pratt & Whitney în Statele Unite și CFM , un consorțiu între americanul General Electric și francezul Snecma - și asta cu atât mai mult cu Boeing sau Airbus lasă companiile aeriene alegerea propulsorului. Prin urmare, evoluțiile se referă în esență la un nou tip de turboreactor, turboventilatorul sau turboreactorul de bypass, care poate fi considerat un intermediar între turboreactor și turbopropulsor (a se vedea Propulsia aeronavelor ). Prima dezvoltare este realizată de Rolls-Royce împreună cu Conway și o rată inițială de diluare de 0,3 a crescut ulterior la 0,6.

Prima generație de motoare turboventilatoare cu raport de diluare ridicat și care nu au fost dezvoltate din componente preexistente a făcut posibilă dotarea Lockheed C-5 Galaxy a Forțelor Aeriene SUA cu General Electric TF39 , care a atins un impuls de 19.000  daN . Acest reactor se află la originea CF6 , un model civil găsit pe DC-10 , Airbus A300 și Boeing 747 . Cei doi concurenți Pratt & Whitney și Rolls-Royce au urmat cu JT9D și RB.211 , cu performanțe echivalente.

Avion Trinôme, reactor, misiune

Avionul și misiunea sunt numitorii comuni în dezvoltarea unei familii de turboreactoare. Pentru același model de aeronavă, mai mulți producători pot dezvolta motoare din aceeași gamă și astfel împart piața pentru gamă.

Criteriile avioanelor luate în considerare mai întâi sunt:

Tipurile de misiuni prevăzute pentru transportul civil pot fi următoarele:

R fiind raza de acțiune.

Pentru operațiuni militare, timpul de zbor poate varia între 40 de  minute și câteva ore în caz de furt cu cutii sau realimentare în zbor.

Profilul tipic al unei misiuni de transport civil poate fi împărțit în faze succesive, cum ar fi:

  1. Taxiing;
  2. Decolati pana la 10  m  ;
  3. Urcare și accelerație 460  m - 410  km / h  ;
  4. Urcați 460  km / h  ;
  5. Accelerarea la viteza de urcare;
  6. A urca;
  7. Croaziera (12.200  m max);
  8. Coborâre;
  9. Decelerare de până la 460  km / h  ;
  10. Coborâre la 460  km / h  ;
  11. Abordare și aterizare;
  12. Taxiing

Dimensiunea turbojetului este, prin urmare, sinteza tuturor acestor criterii obiective și, prin urmare, necesită un studiu foarte aprofundat al nevoilor clientului.

Dilemele majore ale aeronauticii

Pentru a satisface nevoile clienților, producătorul motorului trebuie să dezvolte un motor care să fie:

  1. Ușor, dar puternic
    1. pentru a mări sarcina utilă
    2. reduceți masa de combustibil pentru a lua
    3. pentru a permite împingeri de câteva zeci de tone cu motoare de doar câteva tone de masă individuală
    4. să aibă componente rezistente la forțe de sute de tone pentru o greutate de doar câteva sute de kilograme
  2. Sigur și fiabil
    1. Un eșec operațional cel mult la fiecare 300.000 de  ore
    2. O reparație la fiecare 15.000 de  ore
  3. Competitiv din punct de vedere comercial
    1. Liniște și poluare redusă
    2. Întreținere ieftină
    3. Cel mai mic preț posibil pe kg transportat

Tehnicitate și complexitate sporite ale motoarelor

Turboreactoarele de astăzi sunt mașini extrem de complexe care reunesc un număr mare de subsisteme. Dezvoltarea unui nou motor necesită resurse umane, tehnologice și financiare considerabile pe care doar câteva companii rare le au în lume: General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney și NPO Saturn pentru cele mai importante. Turboreactoarele sunt utilizate pe toate avioanele civile medii și mari, deoarece acestea sunt singurele capabile să atingă viteze transonice (între mach 0,8 și mach 1) din punct de vedere economic. Doar avioanele de pasageri mici și microlumini sunt încă echipate cu motoare cu explozie cu piston .

Fabricarea și funcționarea unui turboreactor necesită unele dintre cele mai avansate cunoștințe tehnice ale timpului nostru, cum ar fi mecanica fluidelor , termodinamica , știința materialelor , automatizarea și chiar acustica . Mai mult, la bordul unei aeronave, civile sau militare, turboreactorul nu este doar un propulsor. De asemenea, furnizează toată energia disponibilă la bord sub formă electrică, hidraulică și pneumatică și furnizează sistemul de presurizare și climatizare. Prin urmare, unitatea motoră este denumită adesea „generator de energie” sau „  centrală electrică  ” . Dacă eficiența și fiabilitatea acestor motoare s-au îmbunătățit considerabil de la înființarea lor, costul lor este foarte mare și reprezintă, în general, pentru un avion civil, o treime din costul total al aparatului .

Aplicații și producători

Probabil mai puțin cunoscute publicului larg, turboreactoarele găsesc unele aplicații în vehiculele terestre. SSC Thrust , un vehicul terestru supersonic , care deține recordul absolut de viteză la sol , cu o medie de 1,227.985  km / h , este alimentat de două ardere totală turboreactoare în curs de dezvoltare o putere de aproximativ 106.000  CP . Există și versiuni turbo-motorizate ale dragsterilor , numite jet-cars , dar acestea nu pot participa la niciun campionat și sunt doar subiectul demonstrațiilor.

Datorită capacității lor de a atinge viteze transonice (între mach 0,8 și mach 1) din punct de vedere economic, turboreactoarele sunt utilizate în principal atât pe aeronavele militare, cât și pe cele civile. Toate avioanele cu peste 110 de locuri, cele produse de Airbus și Boeing , sunt echipate cu turboreactoare. Patru mari producători echipează aceste avioane, și anume americanii General Electric și Pratt & Whitney , britanicul Rolls-Royce și francezele Safran Aircraft Engines . Putem adăuga alte trei companii: germane MTU Aero Engines , italiene Avio și japoneze JAEC , care participă la producția de reactoare în asociere cu „cele mari”.

Astfel, Safran Aircraft Engines lucrează în asociere cu General Electric în cadrul CFM International , o societate mixtă deținută în mod egal, pentru a echipa în principal familia Airbus A320 și Boeing 737 . De asemenea, JAEC și MTU Aero Engines participă, de asemenea, la o asociere în participație, International Aero Engines , cu Rolls-Royce și Pratt & Whitney. International Aero Engines este deținut de 32,5% de Rolls-Royce, 32,5% de Pratt & Whitney, 23% de JAEC și 12% de MTU. Produce reactoare destinate exclusiv Airbus-ului familiei A320. În cele din urmă, General Electric și Pratt & Whitney și-au unit forțele într-o societate mixtă 50/50 , Engine Alliance , pentru a echipa Airbus A380 , în competiție cu Rolls-Royce.

10 februarie 2011, Avio a semnat un acord industrial cu producătorul american de motoare de avioane Pratt & Whitney pentru furnizarea noului său motor Pure Power PW1500G .

Tehnic

Preambul

Până în aceste ultime decenii, elica avea monopolul propulsiei avioanelor, dar fenomenele sonore prin limitarea utilizării la o viteză mai mică de 720  km / h , adică 200  m / s , era necesar să inovăm pentru a merge la-al. Al doilea război mondial a accelerat dezvoltarea unui nou sistem de propulsie fără a schimba principiul inițial bazat pe principiul acțiunii-reacție efectuat în mediul compresibil care este aerul ambiant.

Acest nou sistem poate fi considerat ca un tub în care aerul pătrunde la viteza V0 și îl lasă la viteza V1 mai mare decât V0 . Din acest punct de vedere, reactorul nu diferă de elice decât prin faptul că, la trecerea prin reactor, aerul este comprimat și temperatura acestuia crește semnificativ înainte de a ajunge în camera de ardere. O a doua diferență cu elicea este că aerul este ghidat de pereți, ceea ce face posibilă ejecția la viteze supersonice. Ultima diferență fundamentală cu elicea, care aduce energie aerului propulsor doar prin acțiunea mecanică a paletelor sale, este că, în reactor, viteza de ejecție se obține prin arderea unui combustibil (kerosen) injectat în aerul propulsor. care, în principal pentru un debit simplu, permite o creștere bruscă a volumului la presiune aproape constantă în camera de ardere.

Pentru un motor termic și o elice, aerul utilizat pentru combustie și aerul propulsor sunt separate. Pentru un reactor, aerul legat de combustie și aerul propulsor sunt parțial (flux dublu) sau total combinate (flux unic). În ciuda acestui fapt, viteza de ejecție a reactoarelor precum cea a elicelor are o limită cunoscută sub numele de „limită metalurgică” care poate fi plasată în anii 1980 la 3.500  km / h .

Funcționare generală

Un turboreactor funcționează ca propulsorul elicei pe principiul acțiune-reacție efectuat în mediul compresibil care este aerul ambiant și care oferă o împingere înainte în reacție la ejectarea unei mase animate de gaz la o anumită viteză.

Această împingere este consecința:

  1. o diferență de impuls între aerul admis și gazele evacuate pe unitate de timp;
  2. o diferență de presiune între planul de ieșire al duzei și infinitul din amonte.

Această forță de reacție face ca motorul să avanseze (de aici și termenul de motor cu reacție ) și, prin urmare, al vehiculului la care este atașat.

Principiu fundamental

O masă mare de aer care intră în reactor la o viteză V1 și iese la o viteză V2 astfel încât V2 >> V1 produce o forță de reacție utilizată ca forță propulsivă de împingere.

Aerul utilizat pentru propulsie este admis prin duza de admisie care poate avea geometrie variabilă pe anumite avioane pentru a permite zborul supersonic.

Aspirat de ventilator, apoi comprimat printr-un compresor axial (sau centrifugal pe unele motoare), aerul este încălzit și trece parțial (sau aproape în întregime) prin camera de ardere unde este amestecat cu kerosen pulverizat care se aprinde spontan (funcționare nominală).

Ca urmare a acestei arderi, are loc apoi o expansiune puternică a gazelor arse, o parte din care, prin expansiunea lor în turbină , permite compresorului, ventilatorului și accesoriilor necesare funcționării reactorului să fie acționate.

Restul gazelor arse prin transformare termodinamică produc energie de presiune în turbină apoi energie cinetică prin efectul Venturi în duză , a cărei secțiune poate fi variabilă în funcție de învelișul de zbor (convergent în subsonic sau divergent în supersonic ) pentru a atinge forța care permite aeronavei să avanseze.

Debitul de aer este menținut subsonic în interiorul motorului pe tot parcursul zborului și funcționarea motorului continuă atât timp cât este injectat combustibil.

Ciclul termodinamic

Turboreactorul răspunde la două principii ale termodinamicii:

- primul principiu numit de energie care se aplică unui sistem care evoluează de la o stare inițială la o stare finală cu conservarea masei. Schimbarea stării acestui sistem ia în considerare schimburile cu exteriorul sub formă de lucru sau căldură. Energia pe unitate de masă a unui sistem de gaz se numește entalpie, iar energia furnizată sub formă de lucru sau căldură de către generatorul de gaz al turboreactorului este proporțională cu debitul masic al fluidului care trece prin mașină și cu variația entalpiei suferit de acest fluid.

Pentru un compresor și o turbină, variația entalpiei va fi reală, în timp ce pentru o intrare de aer și o duză de ejectare va fi zero.

- a doua, bazată pe noțiunea de entropie sau energie utilizabilă, evidențiază ireversibilitatea transformării și, prin urmare, pierderea de energie pe care o suferă fluidul când trece prin mașină.

Turboreactorul este un motor:

Acest ciclu constă dintr-o compresie adiabatică reversibilă , o combustie izobarică ireversibilă (reactorul fiind considerat ca un sistem deschis), o expansiune adiabatică reversibilă și o răcire isobarică reversibilă.

Ciclul termodinamic al turboreactorului cuprinde patru etape în care aerul suferă modificări fizice sau chimice:

  1. aspiraţie;
  2. comprimare;
  3. combustie;
  4. declanșator / ejecție.

Aceste patru faze ale ciclului termodinamic au loc simultan în locuri diferite, spre deosebire de cele patru curse ale motorului cu ardere internă care au loc în același loc (în același cilindru) și în momente diferite.

Pentru a asigura finalizarea acestui ciclu, turboreactorul (cu un singur debit) este format din două părți:

Diagrama motorului cu turboreactor

Cele 4 faze ale ciclului termodinamic pot fi reprezentate de diagramele ciclului Presiune / Volum și Presiune / Temperatură Brayton, care permit să se vadă evoluția caracteristicilor aerului care trece prin turboreactor.

La fel ca motoarele de automobile , turboreactorul efectuează astfel un ciclu continuu în patru faze - admisie, compresie, combustie și expansiune / evacuare.

În diagrama Presiune / Volum, compresia este teoretic adiabatică și are ca rezultat o creștere a presiunii și temperaturii.

Puterea necesară pentru acționarea compresorului este o funcție a masei de aer care trece prin acesta și a creșterii temperaturii între intrarea și ieșirea acestuia.

Arderea este teoretic izobară, dar în cameră presiunea scade ușor și temperatura crește brusc. Presiunea din cameră nu este complet izobară din cauza căderilor de presiune.

Expansiunea este teoretic adiabatică, dar presiunea și temperatura scad pe măsură ce viteza crește.

În realitate, deoarece aerul nu este un gaz ideal, se spune că compresia și expansiunea sunt poltropice.

În diagrama Presiune / Temperatură, apar suprafața utilă S și limita T4 . Pentru a crește suprafața utilă, este necesar să creșteți raportul de compresie P3 / P2 sau să reduceți limita de temperatură T4 limitată de rezistența la temperatură a materialelor din care este fabricat.

Împingerea turbojetului

Preambul

Gama diferitelor turboreactoare este destul de extinsă, la fel și valorile forței lor. În gama de aeronave de transport civil, cel mai mic turbojet, TRS 18-1 de la Safran Power Units (fost Microturbo), ajunge între 120 și 160  daN , în timp ce cel mai mare, GE90-115B , fabricat de General Electric, dezvoltă mai mult de 40.000  daN . În ceea ce privește avioanele de luptă, raza de acțiune este mult mai restricționată. Pratt & Whitney F119, unul dintre cele mai puternice reactoare din acest domeniu, dezvoltă între 9.800 și 15.600  daN , în timp ce Snecma M88 care echipează Dassault Rafale dezvoltă între 5.000 și 7.500  daN .

Măsurarea impulsului

Propulsia, care este performanța esențială a unui propulsor care furnizează energie cinetică, este o forță care reacționează la accelerația unei mase de aer care trece prin ea.

Tracțiunea poate fi măsurată pe un banc de testare utilizând un echilibru de forță în contact cu căruciorul mobil care susține propulsorul. Senzorul de forță poate fi un sistem hidraulic sau un manometru cuplat cu un sistem electronic de măsurare.

Distribuția forțelor de împingere

Principalele eforturi sunt distribuite după cum urmează:

  • 60% înainte pentru forța de reacție a compresorului;
  • 30% înainte pentru forța de reacție din camera de ardere;
  • 10% înainte pentru forța de reacție a arborelui;
  • 55% înapoi pentru forța de reacție a turbinei.

Aceasta oferă o forță efectivă (forță înainte) de 45% din forța totală.

Calculul tracțiunii

Puterea poate fi calculată prin măsurarea debitului de aer și a vitezelor de intrare și ieșire a aerului, deoarece, la fel ca în toate motoarele cu reacție directă, rezultă în principal din două cauze:

  1. diferența de impuls între aerul admis și gazele evacuate în timpul unității de timp;
  2. forța rezultată din diferența de presiune existentă între ieșirea duzei și infinitul din amonte.

Prin urmare, forța unui turboreactor este:

  1. proporțional, neglijând masa combustibilului injectat, la debitul masic al aerului care trece prin el;
  2. o funcție crescândă a vitezei de evacuare a gazului la ieșirea duzei.

Este :

  •  : Turbojet thrust
  •  : Debitul de masă al aerului care trece prin turboreactor
  •  : Viteza aeriană a aeronavei
  •  : Viteza de evacuare a gazului la ieșirea duzei
  •  : Secțiunea de admisie a aerului a motorului turboreactor
  •  : Secțiunea duzei de ieșire
  •  : Presiunea ambientală la infinit în amonte
  •  : Presiune statică la ieșirea duzei

Diferența de impuls este scrisă, neglijând masa de combustibil injectată:

Diferența de presiune între ieșirea duzei și infinitul din amonte duce la scrierea:

de aici și expresia forței:

Termenul este suficient de mic pentru a fi neglijat și expresia redusă a forței poate fi exprimată din ecuațiile:

  1. În zbor:
  2. La sol la punctul fix:

Gazele sunt aduse la viteză în duză prin transformarea energiei potențiale a presiunii totale și a temperaturii totale în energie cinetică la ieșirea din gâtul duzei. Atâta timp cât duza este în regim subsonic, presiunea statică în planul de ieșire este egală cu presiunea ambientală. Dacă viteza gazului devine mai mare decât Mach 1, atunci presiunea statică la nivelul gâtului devine mai mare decât presiunea ambiantă și undele de șoc se formează în aval (inele la ieșirea duzei pe reactoarele de post-combustie).

Viteza izentropică la ieșirea duzei are următoarea ecuație:

cu:

  •  : Raportul căldurii specifice la presiune și volum constante

Astfel, pentru ca turboreactorul să creeze o împingere înainte, viteza gazelor de eșapament trebuie să fie mai mare decât cea a aeronavei.

Aceeași forță poate fi obținută cu un debit mai mic și cu o viteză mai mare de ejectare a gazului sau, dimpotrivă, cu un debit mai mare cu o viteză mai mică. Cu toate acestea, este mai avantajos să favorizați fluxul mai degrabă decât viteza în cazul vitezelor subsonice.

Puteri și randamente

Este necesar să se distingă mai multe niveluri de putere și, prin urmare, de eficiență în funcționarea turbojetului:

Puterea calorifică furnizată turbojetului de la arderea unui combustibil și care se exprimă prin produsul debitului de combustibil și puterea calorică a acestuia. Este puterea care ar putea fi extrasă din combustibil dacă mașina ar fi perfectă și care se exprimă prin formula:

cu:

  •  : puterea furnizată de combustibil
  •  : eficiența ciclului teoretic

Puterea termică comunicată masei gazoase în timpul trecerii sale prin mașină și care se exprimă prin formula:

Puterea cinetică a jetului de gaz evacuat la ieșirea duzei și care se exprimă prin formula:

Puterea de propulsie care este puterea luată de la puterea cinetică a gazelor evacuate pe care avionul le folosește efectiv și care este produsul forței prin „viteza aerului” avionului

Din aceste niveluri de putere, se determină mai multe niveluri de eficiență pentru turbometru:

Eficiența termodinamică (40%), care este raportul dintre puterea termodinamică și energia furnizată de combustibil și care este exprimată prin formula:

Eficiența termică (30%), care este raportul dintre puterea cinetică a jetului de gaz și puterea calorică a combustibilului, este exprimată prin formula:

Această eficiență caracterizează eficiența mașinii în producerea de energie potențial utilizabilă pentru propulsie. Această eficiență este îmbunătățită prin creșterea temperaturii debitului care iese din camera de ardere în corelație cu creșterea raportului de compresie a aerului în amonte. Reducerea căderilor de presiune și creșterea eficienței ansamblului turbinei contribuie, de asemenea, la creșterea generală a acestei eficiențe.

Eficiența internă (80%), care este raportul dintre puterea termică și puterea termodinamică și care este exprimată prin formula:

Eficiența propulsivă, care este raportul dintre puterea utilizată pentru propulsie și puterea cinetică a jetului (60% pentru un Vi dat) caracterizează modul în care energia produsă de generatorul de gaz este de fapt utilizată pentru propulsie. această eficiență este îmbunătățită prin reducerea vitezei de ejecție a jetului pentru a-l adapta la viteza așteptată a performanței avionului.

Eficiența generală (20% până la 25%), care este raportul dintre energia produsă și energia eliberată de combustibil și care poate fi exprimată prin formula:

Combustibil, combustie și consum

Combustibil

Combustibilii pentru turbomachine au apărut pentru prima dată la sfârșitul celui de-al doilea război mondial. De atunci, evoluția specificațiilor lor s-a bazat pe:

  • progrese în tehnologia motorului cu turbină;
  • capacități de producție pentru un anumit tip de combustibil.

Două caracteristici principale ale temperaturii fac posibilă diferențierea utilizării diferiților combustibili:

  • punctul de îngheț;
  • punctul de aprindere (aprinderea în prezența unei scântei).

În aeronautică se utilizează diferiți combustibili:

  • Kerosen JET A-1 / JET A / JP1, numit și TR0, utilizat de militari, obținut prin distilare directă, cu un punct de aprindere peste 38  ° C și un punct de îngheț sub −41  ° C  ;
  • JET B / JP4 (tăiere largă) sau TR4 utilizate de militari, care sunt produse intermediare între kerosen și benzină, obținute prin amestecarea kerosenului și benzinei, al căror punct de aprindere se află în intervalul −25  ° C la 15  ° C  ;
  • Combustibil JP5 obținut prin distilare directă și cu un punct de aprindere peste 60  ° C permițând utilizarea acestuia pe portavioane pentru siguranță maximă.

Anumiți aditivi îmbunătățesc calitățile acestor combustibili, cum ar fi:

  • antioxidanți și dezactivatori ai metalelor;
  • inhibitori de coroziune;
  • anti-gheață;
  • disipator de electricitate statică.

Combustibilul folosit în turboreactoare civile și militare este în principal de kerosen , un produs petrolier obținut prin rafinarea uleiurilor brute și compus din 86% carbon și 14% hidrogen , cu un punct de aprindere pentru siguranța utilizării , care este situat la aproximativ 41  ° C .

Combustie

În cazul turboreactoarelor, arderea este o reacție chimică între un combustibil, format din atomi de carbon și hidrogen, a cărui formulă generală este C x H y și un oxidant care este aerul înconjurător.

Arderea stoichiometrică

Se spune că amestecul de combustibil este stoichiometric atunci când constituenții sunt într-un raport astfel încât toți participă la combustie. În acest caz, singurele produse de ardere vor fi CO 2 și vapori de apă.

Arderea stoichiometrică a kerosenului în aer uscat are următoarea ecuație generală:

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

Pentru x = 10 și y = 20, adică formularea C 10 H 20 , se obține următorul echilibru de masă:

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.

Acest tip de combustie nu se găsește astăzi în turboreactoare, iar raportul debit de combustibil la debit de aer, care este 0,068 pentru arderea stoichiometrică, este mai degrabă 0,03 pentru un motor militar și 0,02 pentru un motor civil.

Arderea efectivă

Aerul nu conține doar oxigen, ci și azot ( N 2 ) și urme de gaze rare (argon etc.) care se găsesc sub formă de oxizi poluanți la sfârșitul arderii. Acești poluanți sunt adăugați la monoxid de carbon ( CO) și carbon ( C) sub formă de vapori rezultați din arderea incompletă a combustibilului.

Arderea este posibilă numai de la un anumit nivel de temperatură și presiune și necesită o cantitate minimă de oxigen. În camera principală de ardere a unui turboreactor, reacția nu este stoichiometrică, este o combustie slabă cu exces de oxigen și prezența vaporilor de apă.

Oxigenul rămâne în produsele de ardere ale camerei principale, ceea ce permite motoarelor militare să furnizeze un post-arzător pentru a genera exces de forță la temperatură mai mare, fără teama deteriorării pieselor rotative.

Consum

Consumul de combustibil al turboreactoarelor, care crește proporțional cu împingerea, este evaluat de un parametru numit consum specific, care reprezintă raportul dintre consumul de combustibil și tracțiunea obținut pentru un motor dat.

Majoritatea motoarelor de ultimă generație au un raport de 0,55 în zborul de croazieră . Această valoare, pentru un Boeing 777 echipat cu două GE90 care parcurg 10.000  km la o medie de 1.800 L / 100 km, este echivalentă cu aproximativ 5 L / 100 km per pasager (pentru 360 de pasageri), sau la fel ca un automobil mic .

Cu toate acestea, reactoarele mici, datorită unei construcții foarte simplificate, au un consum specific mai mare .

Constrângeri de operare

Turboreactoarele sunt mașini cu un design foarte complex care trebuie să reziste la solicitări termice, mecanice și vibratorii intense și să îndeplinească constrângeri ridicate de funcționare. Caracteristicile nu sunt date exact de către producători, dar temperaturile de funcționare pot fi estimate între 200  ° C și 2000  ° C.

Prin urmare, aceste constrângeri necesită materiale adecvate fiecărei zone. În general, turbina de înaltă presiune este supusă celor mai severe condiții (temperaturi și presiuni ridicate). Părțile din această zonă se bazează, în general, pe un aliaj de nichel și cobalt . În zonele mai reci, oțelul și titanul sunt utilizate mai mult. Suprafețele interioare, în special cele ale palelor și carcaselor, sunt protejate în plus prin acoperiri pentru a crește durata de viață a materialelor .

În plus, dezvoltarea turboreactoarelor a fost realizată mai ales datorită stăpânirii materialelor care alcătuiesc conducta de gaz, deoarece acestea sunt cele mai utilizate. Această cunoaștere a materialelor face posibilă obținerea de piese cu rezistență mecanică maximă pentru o greutate minimă. Chiar și astăzi, este una dintre aplicațiile care necesită cea mai înaltă tehnicitate în domeniul științei materialelor  : piese din titan , lame în aliaj monocristalin, tratamente termice etc.

Constituție și performanță

Turboreactorul face parte dintr-un ansamblu numit GTR sau Turbojet Group care cuprinde un manșon de admisie a aerului care face parte din celula aeronavei și turbojetul în sine care propulsează aeronava. Motorul turboreactorului este alcătuit din următoarele elemente fundamentale:

  1. o carcasă de admisie numită și carcasă de admisie (care pentru reactoarele cu flux dublu încorporează un ventilator la originea celei mai mari părți a tracțiunii);
  2. un compresor care face posibilă creșterea presiunii și a temperaturii aerului aspirat în reactor înainte de injecția de combustibil;
  3. o cameră de ardere în care creșterea bruscă a temperaturii aerului (prin injecție de combustibil) va duce la o creștere foarte semnificativă a volumului său;
  4. o turbină în care o parte din energia gazelor arse va fi transformată în energie mecanică pentru a acționa compresorul și toate elementele mecanice rotative ale reactorului;
  5. un canal de ejecție terminat de o duză care asigură accelerarea gazelor evacuate.

Pe lângă aceste elemente, care se găsesc pe toate tipurile de turboreactoare, mai găsim:

  • un sistem de pornire și aprindere;
  • un sistem de reglementare;
  • un lanț cinematic de acționare pentru pompe, alternatoare etc.

Aerotermodinamica generală a curentului format din toate aceste elemente plasate cap la cap și care descrie transformările succesive pe care le suferă aerul care trece prin turboreactor ne arată că o degradare a fluxului de aer în timpul trecerii sale prin mașină are ca rezultat pierderea forței .

Ansamblu "intrare aer"

Este un canal destinat captării aerului și aducerii acestuia în cele mai bune condiții posibile la intrarea compresorului.

Ansamblul „intrare aer” include intrarea reală a aerului motorului și manșonul de intrare aer. Proiectarea acestui lucru este sarcina producătorului de aeronave.

Admisie aer motor

Admisia de aer a motorului este alcătuită, în general, dintr-o carcasă din aliaj ușor, care are adesea funcția auxiliară de susținere a accesoriilor.

Canal de admisie a aerului

Manșonul de admisie a aerului care, în cazul unui motor turbojet instalat pe un avion, permite alimentarea acestuia cu aer, poate fi aranjat în diferite moduri (ca un pitot, un pod, încorporat în aripi  etc. ). Poate fi echipat cu diverse echipamente (grilă de protecție, atenuator de zgomot, dispozitiv anti-îngheț, filtru  etc. ). Fie că motorul turboreactor este instalat în exteriorul sau în interiorul cadrului de aer, conducta de admisie a aerului va avea rolul de a asigura alimentarea cu aer a acestuia pe tot parcursul zborului, indiferent de condițiile externe.

Principalele constrângeri

Anumite criterii de calitate sunt luate în considerare pentru definirea conductei de admisie a aerului, pentru toate tipurile de aeronave echipate cu turboreactoare. Aceste criterii sunt următoarele:

Manșonul de admisie a aerului  :

  • trebuie să facă posibilă obținerea unei presiuni totale cât mai mari la intrarea compresorului , deoarece forța brută a turbojetului depinde proporțional de acesta;
  • trebuie să aibă o omogenitate bună a presiunii într-un plan perpendicular pe avansarea avionului, deoarece distorsiunile semnificative au consecința directă a unei pierderi de marjă la pomparea turboreactorului;
  • trebuie să poată transforma, cu o eficiență acceptabilă, viteza aerului la intrarea manșonului ( Mach 0,6 în general) într-o viteză satisfăcătoare pentru intrarea compresorului ( Mach 0,5 la capătul manșonului);
  • trebuie să aibă o rezistență minimă în funcție de geometria și poziția sa pe avion.
Operațiune cu punct fix

În punctul fix de la sol și la rulare, fluxurile de aer se prezintă cu incidențe foarte semnificative la intrarea manșonului de admisie a aerului , provocând detașări și vârtejuri care reduc secțiunea sa efectivă. În băncile de testare a reactoarelor deschise sau închise, același motiv necesită utilizarea unui manșon special de admisie a aerului , numit pavilion .

Pentru avioanele (în principal militare) cu prize de aer pe tablă subțire, deschiderea trapei permite la viteză mare și viteză redusă a aerului o admisie suplimentară de aer, făcând posibilă restabilirea unui flux de aer corect pentru turboreactor. Pentru aeronavele civile, profilul aerodinamic al orificiului de admisie a aerului fiind mai gros, se evită fenomenul detașării. Avioanele militare reduc, de asemenea, în mare măsură problemele de unghi ridicat de atac la decolare, folosind frecvent prize de aer cu geometrie variabilă, care se află întotdeauna exact în vântul relativ (F-15 este un bun exemplu).

Operațiune de zbor

Manșonul de admisie care primește energie la viteză variabilă în funcție de condițiile de zbor trebuie uneori să încetinească, alteori să accelereze aerul din intrarea compresorului.

Zbor subsonic

Pentru acest interval de viteze sub Mach, manșonul de admisie va fi un simplu divergent, adică va avea ca efect reducerea vitezei prin creșterea presiunii aerului la intrarea compresorului de la care vitezele în joc vor fi mai mari decât Mach 0,5 . Pentru avioanele pentru care acesta este învelișul de zbor de croazieră, ansamblul motorului și capotei (atunci când sunt instalate sub aripă) au o poziție înainte față de marginea anterioară, pentru a evita perturbările aerodinamice în timpul fazelor de zbor cu impact ridicat.

Zbor supersonic

În acest anvelopă de zbor, viteza aerului care intră în manșonul de admisie devine mai mare decât viteza sunetului, ceea ce creează o discontinuitate în flux. Această discontinuitate are ca rezultat o variație bruscă a presiunii, numită undă de șoc . Dacă un flux de aer intră direct în manșonul de admisie, se formează o undă de șoc dreaptă (perpendiculară pe planul de intrare), în timp ce dacă plasăm un obstacol ascuțit în acest manșon de intrare, vom avea formarea unui front de undă oblic.

Transformarea pe care o suferă gazul când trece unda de șoc implică o degradare a energiei care are ca rezultat:

  1. o scădere a vitezei de curgere;
  2. o creștere a temperaturii;
  3. presiune crescută.

Degradarea energiei este mai mică într-o undă de șoc oblică decât într-o undă de șoc dreaptă. În aval de o undă de șoc dreaptă, fluxul este întotdeauna subsonic . În aval de o undă oblică, pierderea vitezei fiind mai puțin puternică, poate fi necesar să se creeze mai multe zone de impact pentru a atinge viteze sub Mach .

Tabelul de mai jos este dat ca o indicație pentru a arăta realitatea degradării energiei de ambele părți ale unei unde de șoc dreapta.

Variația vitezei / T ° C / Presiune pentru T ° C ambientală de 15  ° C și Presiune 1.013,25  CP
M1
Mach în amonte
P2
____
P1
T2

____

T1

M2
Mach în aval
Scăderea vitezei
prin
unda de șoc
1.1 1.250 1,065 0,91 52  m / s
2 4,50 1.690 0,577 436  m / s
3 10.03 2.680 0,475 755  m / s

Structura manșonului de admisie trebuie să aibă zone de convergență și divergență, pentru a încetini fluxul de aer care înghesuie compresorul, recuperând în același timp presiunea maximă. Dar această structură trebuie să aibă geometrie variabilă, adică să aibă un canal divergent sau convergent-divergent în funcție de anvelopa de zbor, pentru a adapta fluxul de aer la toate condițiile de zbor și pentru a asigura stabilitatea undelor de șoc care asigură trecerea fluxului supersonic către un flux subsonic .

De exemplu, pe Mirage 2000 , un mouse mobil permite:

  • pentru a crea o recompresie a debitului înainte de intrarea de aer divergentă situată în fața compresorului (prin unde de șoc oblice);
  • pentru a redirecționa mai mult sau mai puțin exces de aer către exterior, pentru a se adapta diferitelor rapoarte de debit / viteză de zbor (creșterea eficientă a motorului).

Adaptarea manșonului la unghiuri mari de atac se realizează prin trapele și lopețile situate pe părțile inferioare ale manșonului. De admisie a aerului de canale de Mirage 2000 cuprinde:

  • două cătușe centrale, numite „  șoareci  ”;
  • două capcane ale stratului limită;
  • patru intrări de aer suplimentare;
  • două lopate;
  • un divergent.

Adaptarea manșonului de admisie a aerului din Mirage 2000 este efectuat de mobil soareci care:

  • permite fluxului să fie întotdeauna de natură critică , adică să permită poziționarea undelor de șoc astfel încât rezistența rezultată să fie minimizată;
  • reglați secțiunea de admisie în funcție de debitul de aer necesar pentru funcționarea corectă a turboreactorului.

Compresor

Procesul termodinamic care se află la baza funcționării turbojetului implică o alimentare cu aer sub presiune pentru a obține o eficiență bună a combustiei.

Rolul compresorului

Rolul compresorului este de a ajuta amestecul de aer kerosen să se aprindă în condiții optime de presiune și temperatură. În acest scop, producătorii de motoare au integrat un compresor înainte de camera de ardere în fluxul de aer de admisie.

Funcția compresorului este de a ridica inițial presiunea și temperatura fluidului între intrare și camera de ardere prin transformarea energiei cinetice în energie de presiune:

  • prin efect centrifugal într-un compresor centrifugal;
  • prin reducerea volumului și încetinirea fluidului în rețelele fixe și mobile ale unui compresor axial.

Îmbunătățirea eficienței arderii prin reducerea consumului de combustibil în timp ce încălzirea la limita metalurgică este posibilă prin creșterea raportului de compresie la intrarea camerei de ardere asigurând în același timp arderea continuă a combustibilului injectat.

Propulsia turbojetului, care depinde în esență de debitul de aer primit și de viteza de ejecție la ieșirea duzei, viteza în funcție de temperatura gazelor la sfârșitul arderii, a făcut necesară utilizarea unui compresor a cărui realizare a urmat două principii foarte diferite:

  • comprimare prin efect centrifugal rezultând o creștere a vitezei ( energia cinetică ) a gazului și care tehnica este aproape abandonată la începutul XXI - lea  secol;
  • comprimarea prin încetinirea fluidului și reducerea volumului de gaz pe axa de rotație a motorului - compresorul axial - generalizat în prezent pe toate tipurile de turboreactoare.
Compresor centrifugal General

Primele turboreactoare, proiectate din prototipuri dezvoltate de Whittle și Von Ohain, au fost echipate cu un compresor centrifugal care a fost acționat de turbină. Au meritul simplității, dat fiind că o singură treaptă a lamei efectuează compresia și un singur arbore conectează turbina la compresor.

Lungimea lor scurtă este însoțită de un diametru mare necesar pentru o bună compresie. Aerul atinge într-adevăr compresia maximă la capătul compresorului, deoarece forța centrifugă este cu atât mai mare cu cât punctul său de aplicare este departe de axa de rotație. Acest diametru mare îl face mai potrivit pentru turboreactoare de dimensiuni mici.

Primele reactoare englezești precum Goblins of De Havilland Vampire sau Rolls-Royce Welland of the Gloster Meteor au fost proiectate în acest fel. Mai mult, majoritatea turbinelor elicopterelor sunt încă proiectate pe baza acestui principiu, care permite proiectarea motoarelor compacte.

Constituţie

Compresorul centrifugal constă în esență dintr-un rotor (sau roată centrifugă) cu aripioare radiale și unul sau mai mulți difuzori. În rotor, aerul intră axial și apoi curge radial. Viteza aerului crește datorită accelerației centrifuge și a presiunii sale datorită secțiunii divergente dintre lame. Aerul părăsește capătul palelor rotorului cu viteză foarte mare și în partea statorică a acestei viteze se transformă în presiune datorită secțiunii divergente a palelor.

Spectacole

Compresorul centrifugal este simplu, robust și are un raport de compresie bun. Spre comparație, motorul turboreactor MARBORE VI avea un raport de compresie de 3,80, față de 1,15-1,16 pentru o singură etapă de compresor axial. La sfârșitul anilor 1940, raportul maxim de compresie a ajuns chiar la 4. Cu toate acestea, dimensiunea mare a compresorului centrifugal l-a condamnat la utilizarea în turbomachine de mică putere.

Compresor axial și centrifugal

În unele turbomachine, compresia este asigurată de un compresor de tip axial urmat de un compresor de tip centrifugal.

Supraîncărcarea compresorului centrifugal permite un câștig semnificativ în raportul de compresie pentru o viteză de rotație identică.

Compresor axial

Creșterea în creștere a greutății aeronavelor îi determină pe inginerii aeronautici să-și imagineze soluții pentru a îmbunătăți forța oferită de turboreactor.

Datorită eficienței mai mici, acestea necesită mai multe trepte care se rotesc cu aceeași viteză, dar pot rezista la viteze de rotație semnificativ mai mari. Primul de acest gen și, de asemenea, primul construit în serie mare, este Jumo 004 al Junkers- Motoren care a alimentat Messerschmitt Me 262 .

Progresele în metalurgie au făcut posibilă producerea compresoarelor axiale alcătuite pentru fiecare etapă a unei roți mobile și a unei rețele fixe care permit realizarea unei faze complete de compresie. Cu cât numărul de etape este mai mare, cu atât este mai mare raportul de compresie.

caracteristici principale

Tabelul de mai jos este dat ca indicație pentru a arăta diferite caracteristici ale compresoarelor axiale:

Motoare Presiunea de ieșire
--------------------
Presiunea de admisie
Temperatura de ieșire Caracteristici tehnologice
ATAR 6.11 250  ° C Corp unic, 9 etaje
LARZAC 10.8 370  ° C Corp dublu, LP 2 trepte + HP 4 trepte
M53 la sol 8.5 325  ° C Corp unic, 3 + 5 etaje
M53 la Mach 2.3 8.5 430  ° C Corp unic, 3 + 5 etaje
CFM56-2 24 550  ° C Corp dublu, 1 suflantă, LP 3 trepte + HP 9 trepte
Tehnologie

Compresorul este format din:

  1. a unei părți rotative - rotorul;
  2. a unei părți fixe - stator;
  3. a unei carcase - carcasa.
  • Rotorul cuprinde un tambur format din ansamblul mai multor discuri pe care sunt fixate lamele, iar un set de lame montate pe un disc se numește roată mobilă
  • Statorul este alcătuit din mai multe rânduri de lame fixate pe carcasă (carcasa ATAR - SNECMA) sau pe inele (carcasa M53 - SNECMA); fiecare rând de lame fixe se numește grilă fixă ​​sau redresor.

Lamele au un profil aerodinamic, cu o margine anterioară rotunjită (tolerând variațiile incidenței) și o margine conică conică (pentru a reduce trezirea). Au un unghi de încastrare în raport cu generatorul rotorului, care impune direcția de curgere. De asemenea, sunt răsucite astfel încât fluxurile de aer să prezinte un unghi de incidență constant între capul lamei și rădăcina acesteia, care nu au aceeași viteză circumferențială.

Aerul trece alternativ printr-o roată în mișcare apoi printr-o rețea fixă ​​(adică o etapă de compresor) care efectuează o fază completă de compresie. Pentru a crește raportul de compresie a motorului, este suficient să creșteți numărul de etape. Deoarece compresia este însoțită de o reducere a volumului, fluxul converge de la intrare la ieșirea compresorului pentru a menține raporturile de presiune între fiecare etapă.

Principiul de funcționare

Principiul de bază al comprimării unei trepte de compresor este după cum urmează:

  • accelerarea aerului prin efect dinamic în roata în mișcare și ușoară creștere a presiunii statice a acestuia prin încetinirea la trecerea prin porțiunea divergentă creată între două lame consecutive;
  • îndreptarea aerului după trecerea prin roata în mișcare și creșterea presiunii sale prin încetinirea în porțiunea divergentă creată de două palete fixe consecutive;
  • creșterea temperaturii aerului ca urmare a comprimării sale.

Prin creșterea numărului de trepte (rotor + stator), crește raportul de compresie total și temperatura la ieșirea compresorului.

În rezumat, într-o etapă de compresor, care include o rețea mobilă și o rețea fixă:

  • Rețeaua mobilă furnizează energie prin creșterea vitezei relative a debitului;
  • Grila fixă ​​readuce fluxul înapoi pe axă și crește presiunea prin scăderea vitezei absolute a fluxului.

Într-un compresor axial, viteza de deplasare axială a debitului este mai mult sau mai puțin constantă în mărime și direcție: valoarea acestei viteze este în general între 130  m / s și 170  m / s .

Limite de funcționare

Limitele de funcționare apar:

  1. pompare;
  2. a renunta;
  3. viteza de rotație;
  4. nivelul vibrator;
  5. temperatura ;
  • Pomparea are ca rezultat oscilații bruște ale presiunii și ale debitului de aer care trece prin turboreactor. Este adesea cauzată de separarea fluxului în zori.
  • Standul este legat de o reducere bruscă a debitului la viteză constantă; are ca consecință creșterea presiunii din camera de ardere decât presiunea de refulare a compresorului și conducerea la stingerea camerei de ardere printr-o inversare a curgere.
  • Lamele sunt supuse unei forțe centrifuge care este proporțională cu pătratul vitezei de rotație. În ciuda unei dimensionări adaptate la cele mai severe constrângeri, această viteză este o limită care nu trebuie depășită sub pedeapsa de rupere.
  • Lama în formă de lamă poate vibra la o frecvență naturală care depinde de dimensiunea, forma și metoda de fixare. Un anumit număr de fenomene pot excita și menține vibrațiile mecanice care pot duce la rupere, cum ar fi:
  1. treziri de margine de ieșire;
  2. dezechilibru datorat defectelor de echilibrare;
  3. instabilități aerodinamice (legate de detașările fluxului de aer).
  • Numărul maxim Mach al unui turboreactor este legat în principal de creșterea temperaturii care trece prin compresor, care în sine depinde de:
  1. viteza zborului;
  2. a raportului presiunii compresorului.
Câmpul compresorului

Calitatea transformării în energie sub presiune se caracterizează prin eficiența compresiei ηc = P2 / P1, pierderile într-o etapă putând fi:

  • aerodinamica;
  • prin flux;
  • mecanic.
Linia de operare

În câmpul de funcționare al compresorului (Raport de compresie; Debit), există o singură linie pe care sunt așezate toate punctele de funcționare posibile pentru un compresor dat: este linia de funcționare (sau linia de lucru) care face să corespundă un debit și o compresie raport pentru o viteză de rotație dată (linii iso-viteză).

Această linie de funcționare este independentă de condițiile externe (presiune, temperatură), precum și de condițiile de zbor ale motorului (număr Mach, altitudine).

Această linie de funcționare care reduce viteza iso a câmpului de operare poate fi tradusă prin viteza de rotație a compresorului. În mod clar, dacă cunoaștem viteza compresorului, știm dacă punctul de funcționare pentru această viteză de rotație se află pe linia stabilă de funcționare a compresorului, adică dacă corespunde debitului și raportului de compresie.

Linia de pompare

O altă linie de funcționare cunoscută sub numele de „linie de pompare” constă din puncte de funcționare ale compresorului în care eficiența scade în urma blocării aerodinamice a lamelor. Distanța dintre aceste două linii de operare se numește „marja de pompare”.

Dacă aerul dintre două pale consecutive atinge viteza sunetului, fluxul de aer este blocat pe partea de presiune generată.

La viteză mare, pomparea este legată de separarea ultimelor trepte și blocarea treptelor de cap, în timp ce la viteză mică este opusul.

Decuplarea compresorului nu-i mai permite menținerea nivelului de presiune în aval de camera de ardere. Consecințele sunt apoi catastrofale asupra funcționării motorului din punct de vedere al performanței și siguranței (risc de deteriorare mecanică, de oprire a motorului).

Supapa de descărcare

În timpul pornirii și în timpul variațiilor tranzitorii de zbor, este necesar să se descarce aerul din compresorul de înaltă presiune către distribuitorul de turbină de joasă presiune. În timpul pornirii, eliberează demarorul și, în zbor, elimină efectele blocării, ceea ce reduce marja de pompare.

Acest dispozitiv numit supapă de descărcare (TVB: Transient Bleed Valve) este controlat de regulă și permite o scădere a presiunii în compresorul HP.

Soluții multi-corp

În fiecare etapă, există o creștere a presiunii, dar și a temperaturii; cu toate acestea, pentru o etapă dată, raportul presiunii de intrare-ieșire este mai mare cu cât temperatura de intrare este mai mică (cu atât aerul mai puțin expandat este comprimat mai ușor).

Pentru o viteză dată de rotație a tuturor etapelor, temperaturile de admisie în fiecare etapă cresc pe măsură ce fluxul progresează și, prin urmare, raportul de compresie pe etapă scade (deoarece pentru o etapă dată raportul de compresie este cu atât mai mare cu cât temperatura de intrare este mai mică).

Într-un compresor axial, raporturile de presiune ale fiecărei etape scad, prin urmare, și pentru a menține rapoarte de presiune ridicate pe fiecare etapă, ar fi necesar să se mărească viteza de rotație a celor mai fierbinți trepte, de unde ideea de a avea mai multe compresoare rotative viteze diferite și realizarea de soluții multi-corp (corp dublu, corp triplu).

De exemplu, avantajele corpului dublu comparativ cu un singur corp sunt:

  • mai puțină pompare la viteze mici (corpul HP se rotește mai repede ceea ce previne blocarea);
  • eficiența compresiei este îmbunătățită la viteze mici;
  • forța la ralanti este mai mică și consumul este redus;
  • pornirea este facilitată deoarece este pornit doar corpul HP;
  • accelerațiile sunt mai rapide datorită inerției reduse.

Corpurile multiple sunt mai complexe și costul lor inițial este mai mare, dar în funcțiune diferența este în favoarea corpului multiplu.

Camera de ardere

General

Camera de ardere este partea motorului turbojet al cărui rol este de a crește temperatura aerului care vine de la compresor prin combustie pentru a furniza gaze fierbinți turbinei și de a participa la propulsie prin expansiunea lor în duza de ejecție.

Arderea trebuie să fie optimă acolo, iar debitul în partea din aval a turbojetului nu trebuie să sufere o cădere de presiune prea mare [cădere de presiune]. Aerul trebuie să treacă prin cameră cu o viteză relativ mică, mai mică de 100  m / s . Flacăra este închis într - o zonă foarte mică viteză alimentată cu aproximativ o zecime din debitul de aer prin camera si temperatura la punctul cel mai înalt se apropie de 2000  ° C . Temperatura este redusă foarte rapid prin diluarea cu restul de aer care trece prin cameră pentru a atinge o valoare compatibilă cu rezistența materialelor turbinei.

Pentru a asigura o bună rezistență mecanică a pereților camerei, temperatura trebuie limitată la aproximativ 900  ° C (depinde de materialele refractare utilizate).

Reacție de ardere

Mecanismul de ardere a hidrocarburilor în aer este o reacție exotermă care implică amestecul de combustibil:

  • fie în stare gazoasă și într-un așa-numit raport de bogăție stoichiometric optim  ;
  • fie la o temperatură minimă care permite aprinderea;
  • sau la presiune minimă.

Temperatura flăcării atinge apoi un maxim pentru aceste condiții și crește odată cu temperatura inițială a amestecului. Această temperatură scade rapid dacă aceste condiții nu sunt îndeplinite.

Temperatura de aprindere care permite o reacție chimică cu flacără permite:

  • aprinderea spontană a amestecului dacă acesta este menținut;
  • aprindere asistată dacă un punct al amestecului este ridicat deasupra acestuia.

Energia necesară furnizării pentru aprindere este cu atât mai importantă când:

  • temperatura amestecului este scăzută și volatilitatea combustibilului este scăzută;
  • presiunea amestecului este scăzută;
  • bogăția amestecului este diferită de raportul stoichiometric  ;
  • debitul amestecului este mare.

Limitele combustiei autonome sunt:

  • bogăția amestecului datorită excesului de combustibil;
  • amestecul de combustibil implicit slab;
  • bogăția maximă gazoasă care limitează arderea la temperaturi scăzute ale amestecului;
  • zona de autoaprindere care limitează funcționarea la temperaturi ridicate ale amestecului.

Într-un flux laminar, fața flăcării urmărește variația vitezei de curgere a amestecului, dar în camera de ardere a unui turboreactor, fluxul amestecului este foarte turbulent. Amestecarea produselor de ardere cu amestecul care ajunge în cameră duce la arderea generalizată în cameră cu timpi de reacție foarte scurți. Dacă debitul crește prea mult, timpul pentru păstrarea amestecului proaspăt în cameră va deveni mai mic decât întârzierea aprinderii și flacăra va fi expulzată din camera de ardere: acesta este fenomenul de suflare numit și „  suflare  ”.

Există multe cauze ale dispariției unei camere de ardere, dar acestea se datorează a două fenomene principale:

  • o viteză de reacție prea mică, în principal datorită unei presiuni prea mici a amestecului și / sau unei temperaturi prea scăzute a flăcării
  • timp de păstrare insuficient al amestecului de combustibil cauzat în principal de vaporizarea prea lentă a combustibilului și / sau debit prea mare al amestecului de combustibil

Evident, dispariția în zbor poate constitui, dacă este multiplă, un risc de accident, deoarece probabilitatea reaprinderii în zbor depinde de:

  • timpul disponibil înainte de aterizare la sol (de exemplu: fără motorizare la o altitudine de 3000  m pentru o viteză de 460  km / h ……, un A320 (masa 60  t ) coboară la 9  m / s );
  • stresul echipajului în acest tip de situație;
  • condiții degradate ale factorilor de re-aprindere (pierderea presiunii de alimentare, aprinderea pe o singură bujie, viteza de autorizare redusă, vremea).
Performanța unei camere de ardere Randament

Dacă Q este cantitatea de căldură degajată în fiecare secundă de combustia combustibilului și Q 'este cantitatea de căldură care ar putea fi obținută prin arderea completă, raportul? = Q / Q 'reprezintă eficiența camerei de ardere.

Consumul specific este legat de eficiența combustiei. Pentru a-l îmbunătăți, este necesar să se asigure un amestec oxidant-combustibil cât mai intim posibil prin obținerea unui flux vortex între fluxurile liniare la intrare și la ieșire. Prin urmare, proiectarea aerodinamică a camerei de ardere este deosebit de complicată.

Parametrii care influențează arderea

Principalii parametri care influențează arderea sunt:

  • temperatura care intră în cameră;
  • presiunea de intrare în cameră;
  • viteza de curgere la intrarea în cameră.

Bogăția depinde de temperaturile de intrare și ieșire ale camerei, dar și de condițiile de zbor. Este maxim la decolare, scade în timpul croazierei și poate atinge o valoare minimă în condiții tranzitorii (de exemplu, la o reducere bruscă a accelerației). Bogăția poate varia într-un raport de 1 la 10 în funcție de motoare și de condițiile de utilizare în zbor.

Presiunea la intrarea camerei poate varia de la 0,2  bar la 30  bar și temperatura de intrare de la -40  ° C la 650  ° C, în funcție de domeniul de funcționare al turboreactorului.

Pe de altă parte, pentru anumite condiții de zbor, camera trebuie să poată reaprinde și să aibă un interval de funcționare stabil pentru autorotație (aeronave militare) după dispariția la altitudine. După repornire, arderea trebuie să permită motorului să accelereze la altitudini peste 10.000  m , în funcție de tipul de aeronavă.

Combustibili pentru aviație Proprietăți generale

Un combustibil aeronautic trebuie să aibă următoarele caracteristici:

  • o putere calorică ridicată pe unitate de masă pentru a promova autonomia zborului;
  • o densitate mare pentru a reduce volumul rezervoarelor cu o masă dată;
  • inflamabilitate scăzută în condiții de temperatură și presiune de utilizare, pentru a crește siguranța zborului;
  • o bună lubrifiere pentru a garanta o durată de viață bună a pompelor și a diferitelor componente prin care trece combustibilul;
  • un preț compatibil cu economia transportului aerian pentru civili.

Astăzi este o hidrocarbură nesaturată, kerosen , care îndeplinește cel mai bine toate aceste criterii.

Caracteristicile diferiților combustibili folosiți în aeronautică
  • Densitate: 0,8 pentru TRO (F34, F35) și 0,75 pentru TR4 (F40)
  • Puterea calorică inferioară: 43.054  J / kg
  • Bogăția stoichiometrică: Dc / Da = 0,06
  • Temperatura maximă după ardere: aproximativ 2200  K cu aer la 300  K
  • ɣ = Cp / Cv al gazelor arse la 1000  K  : 1.3
  • ɣ = Cp / Cv a gazelor arse la 2000  K  : 1.2

Notă: kerosenul și oxigenul pur dau o temperatură de 3500  K atunci când amestecul este stoichiometric.

Viteza flăcării - stabilitate de ardere

Viteza frontului de flacără (într-un amestec omogen) este relativ scăzută în comparație cu viteza de curgere a fluidului într-un turboreactor și crește:

  • cu presiunea amestecului;
  • cu densitatea picăturilor de combustibil și presiunea lor de injecție în cameră.

Pentru ca arderea să fie posibilă, viteza de curgere nu trebuie să fie mai mare decât viteza de propagare a flăcării. Deci, pentru o injecție continuă de combustibil pentru a da o flacără stabilă, este necesar ca picăturile de combustibil injectate să îndeplinească rapid picăturile de combustibil aprinse pentru a recupera suficientă energie pentru propria aprindere.

Pentru a evita suflarea flăcării, fluxul este încetinit la viteze compatibile cu arderea. Pentru a face acest lucru, camera este conectată la compresorul situat în amonte printr-un divergent.

Turbină

Poartă

Funcția turbinei este de a transforma energia de presiune a gazelor care părăsesc camera de ardere în energie cinetică, apoi în energie mecanică , în scopul de a conduce FAN sau ventilatorul, compresorul și echipamentul de servicii diverse. Energia rămasă la ieșirea turbinei contribuie la împingerea reactorului.

Principiu

Într-un flux subsonic, relația dintre viteză, presiune și densitate a fluidului este caracterizată de teorema lui Bernoulli . Expansiunea gazelor din turbină se obține prin accelerarea fluidului într-un convergent și o parte din energia cinetică recuperată este transformată în lucru motor.

Descriere și funcționare

În general, turbinele întâlnite pe un turboreactor sunt de tip axial; debitul este deci paralel cu axa motorului. Etapa de expansiune a unei turbine constă dintr-o rețea de pale fixe numite [Distribuitor] și o rețea de pale mobile numite [Rotor]. Atunci când puterea de retras depășește posibilitățile unei singure trepte, se folosesc turbine cu mai multe trepte.

Rolul distribuitorului

Gazele care ies din camera de ardere intră în distribuitor, care le deviază într-un unghi în direcția tangențială a [rotorului]. Le transformă energia de presiune în energie cinetică prin efectul convergent. Accelerarea debitului astfel obținută este însoțită de o scădere a presiunii și temperaturii.

Rolul roții

Gazele de la ieșirea distribuitorului intră în [Roata] mobilă la un unghi de incidență, ceea ce duce la o distribuție inegală a presiunilor pe suprafața inferioară și suprafața superioară a lamelor. Presiunea exercitată de fluid pe suprafața inferioară este mai mare decât cea exercitată pe suprafața superioară și acest lucru creează un rezultat aerodinamic care pune în mișcare [Roata] mobilă, transformând o parte din energia cinetică în energie mecanică.

Pentru a crește energia mecanică utilă este necesar:

  • fie crește viteza fluidului;
  • fie crește unghiul de incidență  ;
  • sau acționează asupra amândurora în același timp.
Spectacole Puterea dezvoltată

Puterea dezvoltată de o turbină poate fi exprimată prin următoarea formulă:

Cu

Calculul puterii dezvoltate de motorul Olympus la sol cu ​​următoarele valori ale parametrilor:

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

pentru = 0,018 65 valoarea bogăției amestecului aer-combustibil avem următoarele valori specifice de căldură:

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

Puterea dezvoltată de turbina motorului Olympus este atunci W = 77.600.000  W sau 105.300  CP

Această putere, care este o mică parte din puterea totală a reactorului, este utilizată în principal pentru acționarea compresorului și a echipamentelor.

Limitări

Turbina este componenta motorului turbojet care funcționează în cele mai severe condiții:

  • temperatura ridicata ;
  • forțe centrifuge mari;
  • solicitări termice ridicate, în special în timpul aprinderilor și stingerilor camerei de ardere;
  • atmosfera oxidanta;
  • vibrații în timpul pasajelor în regimuri de rezonanță.

În plus, orice creștere a vitezei gazelor duce la o creștere a vitezei de rotație a roții mobile și, prin urmare, a vitezei circumferențiale, limitată de considerații de rezistență mecanică. O creștere prea mare a unghiului de incidență a debitului în ceea ce privește sincronizarea lamelor ar duce la tulburări aerodinamice care duc la scăderi excesive de presiune.

În timpul compresiei adiabatice există o creștere a entalpiei și pentru expansiune apare inversul, rezultând o turbină capabilă să absoarbă mai multă energie decât poate oferi o etapă de compresor. De asemenea, din acest motiv, fenomenul de pompare sau de blocare rotativă este inexistent într-o turbină.

Creșterea puterii absorbite de turbină se obține prin deschiderea secțiunii duzei (sau a gâtului distribuitorului din aval) pentru a crește expansiunea.

Calitatea unei turbine este evaluată prin eficiența de expansiune și limita sa de putere absorbită depinde de viteza aerului dintre lame (blocarea dacă Mach = 1).

Randament

Ca și în manșonul de admisie, compresorul sau camera de ardere, transformarea pe care o suferă fluxul în turbină este imperfectă, de unde și noțiunea de eficiență:

  • P5 presiunea reală de intrare a turbinei;
  • Presiunea reală de ieșire a turbinei P6;
  • T5 temperatura reală de intrare a turbinei;
  • Temperatura reală de ieșire a turbinei T6;
  • T6 temperatura teoretică de ieșire a turbinei;
  • Secțiunea de ieșire Sr a rotorului.

Dacă transformarea energiei ar fi fără pierderi, am avea:

din această ecuație și cunoscând P5, P6 și T5 putem calcula T6th care este întotdeauna mai mare decât T6 real și, prin urmare, eficiența reală a turbinei este de aproximativ:

În practică, această eficiență este modificată de existența debitelor de bypass (debitele care nu funcționează în turbină ocolind lamele și filetându-și drumul prin jocurile radiale dintre rotoare și statori). Aceste debituri sunt din ce în ce mai mici datorită sistemelor active, cum ar fi LPTACC și HPTACC sau mecanismelor pasive, cum ar fi abradabile. Acestea sunt părți friabile „fuzibile” în faguri, dintr-un material mai puțin dur decât tocurile lamelor. Când rulează, lamele vor uza materialele abrazabile pentru a regla jocurile radiale fără a deteriora lamele și, astfel, regla piesele pentru a limita debitele de by-pass. Răcirea lamelor Rol

Obligația de a reduce consumul de combustibil necesită temperaturi mai ridicate la intrarea turbinei și creșterea raportului de compresie în aval, deoarece câștigul în SFC este cu atât mai mare cu cât este mai mare.

Creșterea temperaturii la intrarea turbinei permite, de asemenea:

  • pentru a crește forța pe unitate de debit de aer încălzit;
  • reduceți masa de combustibil pentru a îndepărta sau mări autonomia;
  • și pentru o anumită tracțiune pentru a reduce dimensiunile și greutatea motorului.
Principiu

Paletele sunt răcite prin convecție folosind aer mai rece preluat din compresorul din aval. Această taxă în detrimentul performanței este reprezentată de producătorul motorului în termeni de compromis și bilanț.

Răcirea lamelor permite temperaturi mai ridicate, ceea ce îmbunătățește eficiența generală a ciclului turbinei, dar acest lucru corespunde unui deficit al motorului, deoarece a fost necesar să cheltuiți mai multă energie pentru a-l comprima atunci când nu intervine.

În prezent, cu temperaturile atinse la ieșirea camerei de ardere și având în vedere debitele de răcire adoptate, soldul general este pozitiv.

Două procese principale sunt utilizate pentru răcirea palelor turbinei:

  • convecție internă;
  • pelicula protectoare.
Convecție internă

Peretele exterior al lamei este răcit prin schimbul de calorii între gazele exterioare fierbinți și gazele proaspete care circulă în interiorul lamei și sunt descărcate la marginea din spate. Paletele goale sunt prevăzute cu conducte de tipul:

  • căptușeală pentru palete fixe (distribuitoare);
  • canale sau cavități pentru palete mobile.
Film protector

Răcirea prin convecție internă poate fi suplimentată prin răcirea pereților prin folie de protecție. Fluxul de aer proaspăt care circulă în lamă este preluat din fluxul de aer care este proiectat spre exterior pe marginile anterioare și laterale pentru a crea un perete fluid de protecție care izolează exteriorul lamei. Zori de gaze fierbinți.

Pelicula de protecție a aerului este creată prin intermediul unor găuri mici găurite la marginea anterioară sau la marginea finală prin laser sau electro-eroziune.

Tehnologie

Metalurgia lamelor a evoluat de la fabricarea lamelor prin turnare prin aliaje de solidificare direcționate pentru a ajunge la lame monocristaline pentru care creșterile de temperatură sunt foarte importante. Metalurgia discurilor de turbină a evoluat și în direcția unei rezistențe mecanice și termice mai bune odată cu creșterea vitezelor de rotație și a temperaturilor de ieșire ale camerei de ardere.

Fabricarea lamelor

O altă modalitate de a îmbunătăți rezistența la temperatură a palelor turbinei este dezvoltarea de noi materiale rezistente la temperaturi foarte ridicate și dezvoltarea metalurgiei aliajelor utilizate la fabricarea acestora.

Aliaje

Un aliaj este alcătuit dintr-unul sau mai multe metale de bază numite matrice la care se adaugă elemente chimice pentru a îmbunătăți anumite proprietăți ale acestora, cum ar fi:

  • rezistență mecanică;
  • duritate;
  • rezistență la coroziune ;
  • rezistență la fluaj;
  • etc.

La scară microscopică, un aliaj apare ca un aglomerat de cereale (cristale). Dacă solidificarea se realizează fără o precauție specială, orientarea boabelor este dezordonată și caracteristicile materialului sunt apreciabil aceleași în toate direcțiile: se vorbește atunci despre o structură EQUIAXE.

Pentru a favoriza o axă de lucru care să permită o rezistență mecanică mai bună, există procese care fac posibilă direcționarea cristalelor într-o direcție privilegiată: acest lucru se numește aliaj de solidificare direcționat.

Alte procese fac posibilă obținerea aliajelor cu un singur bob, ceea ce le conferă proprietăți și mai bune, problema rezidând în esență în obținerea unor părți monocristaline de dimensiuni mari.

Anumite așa-numite aliaje „eutectice” se solidifică la temperatură constantă ca substanțele pure și fac posibilă obținerea unor structuri fine și omogene ale granulelor.

Un alt proces numit „Metalurgia pulberilor” face posibilă, prin amestecarea componentelor sub formă de pulbere și apoi prin compactarea lor sub presiune ridicată, obținerea de piese direct la dimensiunile lor finite, cum ar fi discurile de turbină.

Tipologie

În turboreactoarele cu corp dublu, turbina constă din unul sau mai multe trepte (stator-rotor) la presiune ridicată (HP) și un al doilea la presiune scăzută . Turbina HP, ale cărei aripioare sunt supuse fluxului celor mai fierbinți gaze de ardere, este partea cea mai complicată în ceea ce privește rezistența materialului și aerodinamica. Există două tipuri de turbine, una de acțiune și cealaltă reacție.

Într-o turbină de acțiune (soluție preferată pentru turbopropulsoare și motoare cu turbină ), lucrările de extindere (aproape completă) se efectuează numai în stator. Energia cinetică astfel generată va fi recuperată sub formă de energie mecanică în scopul acționării compresorului, a reductorului, a elicei sau aripii rotative după caz, precum și a accesoriilor necesare motorului.

Într-o turbină de reacție, expansiunea are loc atât în ​​stator, cât și în rotor. În plus, în acest tip de turbină, doar o parte „mică” a energiei gazelor este relaxată pentru a o recupera sub formă de energie mecanică, având în vedere că ansamblul turbină-compresor (adăugați ventilatorul) este mai puțin „greu” de condus decât un ansamblu cu elice. Energia rămasă va fi recuperată la duză, sub formă de energie cinetică, pentru a crea împingerea.

Canal de ejecție

General

În canalul de ejecție are loc expansiunea utilă pentru propulsie prin transformarea energiei rămase (presiune și temperatură) a gazelor în viteză după trecerea prin turbină. Tracțiunea turbojetului va fi cu atât mai puternică cu cât viteza de ejectare este mai mare.

Canalul de ejectare constă, pentru motoarele fără post - ardere , dintr-o carcasă de evacuare și o duză. Pentru motoarele cu post-combustie, canalul de ejecție include un sistem de încălzire situat între carcasa de evacuare și duza de evacuare.

Carcasa de evacuare

Carcasa de evacuare situată în spatele turbinei asigură continuitatea internă și externă a fluxului, făcând posibilă separarea, pe motoarele cu flux dublu, a fluxului fierbinte de fluxul rece.

Duză de ejectare Rolul unei duze de ejecție

În interiorul turbojetului, debitul este subsonic și dacă ieșirea turbinei este extinsă printr-o duză, aceasta face posibilă accelerarea masei de gaz până la secțiunea de ieșire numită Col , convergând pentru cea mai simplă secțiune care determină debitul maxim de gaz care poate fi expulzat. Prin urmare, duza asigură evacuarea gazelor arse și revenirea lor la presiunea ambiantă, astfel încât accelerația fluxului care rezultă din aceasta să genereze împingerea turbojetului.

Operațiune

Secțiunea de ejectare a duzei este determinată în practică astfel încât, la turația maximă a motorului, viteza de curgere să atingă viteza sunetului, adică Mach 1 , și ca presiunea statică la gât să fie egală cu presiunea atmosferică .

Dacă viteza de curgere este mai mică decât viteza sunetului, debitul de masă expulzat nu este maxim, gazele se extind la presiunea atmosferică la nivelul gâtului și se spune că duza este adecvată: acest caz corespunde tuturor regimurilor inferioare. viteza maxima.

Funcționarea optimă a duzei fiind obținută pentru o duză adecvată (presiune la nivelul gâtului = Presiune atmosferică), principiul unei duze cu secțiune variabilă a fost dezvoltat, permițând adaptarea secțiunii de ieșire la diferitele turații ale motorului.

Pentru motoarele fără reîncălzire , duza convergent-divergentă face posibilă, debitul la nivelul gâtului fiind sonic, accelerarea fluxului în partea divergentă pentru a obține o tracțiune suplimentară, viteza de ejecție a gazului putând fi apoi supersonică.

Viteza de funcționare a motorului fiind variabilă în funcție de anvelopa de zbor, partea divergentă trebuie să fie variabilă în caz contrar în cazul unui flux subsonic la nivelul gâtului, divergentul ar încetini debitul și eficiența duzei ar scădea.

Când presiunea statică a gazelor este prea mare (mai mare decât de două ori presiunea atmosferică) conul simplu trunchiat duce la explozia jetului; se observă apoi o serie de unde de șoc până când presiunea statică a jetului este egală cu presiunea atmosferică. Aceste șocuri care au ca rezultat o pierdere de energie inutilizabilă în propulsie determină scăderea eficienței generale a duzei.

Caracteristici

Duza este situată în aval de turbină și este compusă pentru cel mai simplu dintr-un con trunchiat a cărui secțiune în amonte este mai mare decât secțiunea din aval. Pentru a evita explozia jetului și crearea undelor de șoc, se utilizează duze convergente-divergente. Pentru motoarele cu încălzire, pot fi utilizate duze cu ieșire divergentă și secțiune variabilă.

Unele duze pot primi și accesorii precum:

  • un amortizor de zgomot;
  • un inversor de împingere.

Eficiența propulsorului

Într-un turboreactor, compresorul, camera de ardere și ansamblul turbinei furnizează gaze comprimate fierbinți care își eliberează energia pentru a propulsa aeronava. Această energie trebuie eliberată cât mai eficient posibil consumând cât mai puțin combustibil posibil. Apoi este necesar să se optimizeze eficiența combustibilului.

În general, eficiența propulsivă scade atunci când viteza de ejecție crește, ceea ce ne conduce la concluzia că pentru viteze subsonice este necesar să se încetinească viteza de ejecție și să se mărească masa fluidului expulzat pentru a obține împingerea necesară. În acest caz, a fost necesar să se găsească soluții care să nu consume mult combustibil și astăzi tehnica cu flux dublu cu o rată de diluare ridicată este frecvent utilizată în aviația comercială.

Principiul general este următorul:

  • se folosește temperatura maximă permisă de metalurgie;
  • raportul de compresie este crescut pentru a maximiza această temperatură pentru a o obține cu mai puțin combustibil (optimizarea eficienței termice);
  • gazele fierbinți sunt făcute să funcționeze într-o turbină înainte de ejectare pentru a accelera un flux de aer proaspăt care participă la propulsie.

Cu alte cuvinte, fluidul utilizat pentru propulsie se împarte în două fluxuri:

  • fluxul primar sau fluxul cald care a urmat procesul termodinamic;
  • fluxul secundar sau fluxul rece care primește doar energie mecanică.

Eficiența propulsivă a motorului este crescută în proporții semnificative pentru valori de diluție apropiate de 5, iar turațiile de ejectare sunt de așa natură încât fluxul rece produce 80% din împingerea totală.

Tipologie

Dintre turbomachinele utilizate în aviație, se pot distinge mai multe tipuri în categoria turboreactoarelor:

  • Turboreactoare cu un singur flux așa-numitele deoarece un singur flux de aer trece prin generatorul de gaz
  • Turboreactoarele cu flux dublu constau dintr-un generator de gaz (flux primar fierbinte) în jurul căruia este canalizat un flux secundar (rece) generat de un ventilator responsabil de captarea unui debit mai mare decât cel al generatorului de gaz.

În fiecare dintre aceste tipuri de mașini, structuri precum:

  • Un singur corp
  • Multi-corp

Dintre aceste două caracteristici, au fost dezvoltate variante, fiecare răspunzând problemelor de caracteristici ale tracțiunii, eficiență, cost etc. conform nevoilor producătorilor de aeronave.

O cronologie dependentă de evoluțiile tehnice și tehnologice a însemnat că primele turboreactoare au fost cu un singur flux și cu un singur corp. Acestea erau echipate cu un generator de gaz cuprinzând un singur ansamblu compresor-turbină legat, compresorul putând fi de tip centrifugal sau axial.

În prezent, pentru a crește performanța în ceea ce privește presiunea și consumul de combustibil, compresorul a fost împărțit în mai multe părți care se rotesc la viteze diferite. Pentru a permite acționarea acestor compresoare, turbine care sunt ele însele diferite au fost cuplate la acestea.

Fiecare pereche compresor-turbină conectată se numește caroserie sau cuplare și astăzi un turboreactor cu un singur flux sau cu dublu flux poate fi de tip monocorp, dublu corp sau triplu corp, în funcție de producători și domeniile de utilizare.

Corp simplu

În acest tip de mașină, generatorul de gaz cuprinde un singur ansamblu rotativ numit corp și care cuprinde un compresor și o turbină cuplate pe același arbore și, prin urmare, se rotesc cu aceeași viteză.

Multicorp

Soluția cu dublu corp poate fi aplicată atât la motorul turboreactor cu flux dublu, cât și la motorul turboreactor cu un singur flux. Este o tehnologie complexă care economisește greutate și lungime și permite, de asemenea, porniri care necesită o putere mai mică.

În acest tip de mașină, generatorul de gaz are două ansambluri rotative independente mecanic:

  • un așa-numit corp compresor-turbină LP  ;
  • un așa-numit corp compresor-turbină HP .

Turbina legată de compresorul LP se numește turbină LP și cea legată de compresorul HP se numește turbină HP

Fiecare dintre perechile compresor-turbină se rotește la viteza proprie și vorbim apoi de turboreactoare cu dublu corp sau cu dublă cuplare . Viteza de rotație a celor două corpuri fiind diferită, aceste motoare necesită doi arbori concentrici mai lungi și mai grei. În schimb, randamentul este clar îmbunătățit.

Cele două arbori se răsucesc, în general, în aceeași direcție, pentru a nu impune viteze de rotație excesive lagărelor (sau lagărelor) care le leagă. Cu toate acestea, în unele cazuri, acestea se rotesc în direcții diferite, ceea ce are avantajul de a nu acumula cupluri giroscopice și de a permite o eficiență aerodinamică mai bună . Pe de altă parte, excitația dinamică care rezultă din două corpuri contra-rotative este o funcție a sumei regimurilor de rotație a celor două corpuri - în loc să fie o funcție a diferenței de regimuri, în cazul co-rotativ - deci foarte mare, ceea ce pune probleme de rezistență la vibrații .

Toate motoarele de nouă generație au dublu cilindru sau chiar triplu cilindru pentru cei cu o rată de diluare foarte mare . Această din urmă configurație este specifică familiei de motoare Rolls-RoyceTrent ” pentru aviația civilă. Se caracterizează prin prezența unui ansamblu suplimentar compresor-turbină numit PI (pentru presiune intermediară).

Turboreactor cu un singur debit

În acest tip de mașină tot fluxul de aer trece prin generatorul de gaz.

Impulsul produs depinde de masa de aer care intră în generatorul de gaz și de accelerația dată acestuia. Punctul de funcționare al acestui tip de turboreactor este caracterizat în esență de viteza de rotație a ansamblului compresor-turbină și de temperatura de intrare a turbinei.

Domeniul de utilizare

Turboreactoarele cu un singur debit sunt zgomotoase, poluante și au un consum specific ridicat. Ei ating cele mai bune performanțe doar dincolo de Mach 1 .

Datorită eficienței și consumului său, motorul turboreactor Simple Flux este utilizat în principal pentru viteze mari de zbor și în domeniul militar. Aceste motoare pot fi echipate cu post-arzător pentru o creștere mare a tracțiunii pe perioade scurte.

Turboreactor „cu dublu flux”

La acest tip de turboreactor, este admis mai mult aer decât este necesar pentru generatorul de gaz pentru a reduce consumul de combustibil și a crește eficiența propulsiei. Debitul (sau debitul) suplimentar curge ca o ocolire în jurul generatorului de gaz.

Deși mai ieftin la viteze subsonice și mai puțin zgomotoase motoare cu reacție la curent cu dublă (sau turboreactoare cu flux dublu în limba engleză) a apărut în 1960 . La aceste motoare, o suflantă de dimensiuni mari poate absorbi un debit de masă mare care trece doar parțial prin compresorul LP . Aerul pre-comprimat de suflantă care nu trece în compresorul LP , numit flux rece , ocolește partea fierbinte până la duză unde este evacuat, amestecat sau nu cu gazele fierbinți (flux fierbinte). Acest lucru face posibilă, pentru viteze moderate, sub aproximativ Mach 1,5, creșterea impulsului prin creșterea debitului de gaz și reducerea considerabilă a nivelului de zgomot. În cazuri rare, cum ar fi pe General Electric CF700 sau General Electric CJ805-23 , suflanta nu este plasată în partea din față a motorului, ci în spate. Această caracteristică este denumită „  fan aft  ” în țările vorbitoare de limbă engleză.

Proporția de aer care constituie debitul rece, care este variabilă în funcție de motoare, se exprimă prin raportul debitului masic secundar (sau debitului rece) la debitul masic primar (sau debitului cald). Acest raport se numește rata de diluare . Motoarele militare optimizate pentru zbor supersonic au rate de diluție mai mici de 1, în timp ce motoarele civile sau militare optimizate pentru croaziere în jurul Mach 0,8, au rate de diluție între 5 și 10. Motoarele cu dublu flux și rata mare de diluare derivă cea mai mare parte a tracțiunii lor din frig debit (80%), debitul cald reprezentând 20% din împingere.

Avantajele și domeniul de utilizare

Dezvoltarea motoarelor cu turbopropulsor și a reactoarelor de bypass echipate cu un ventilator foarte mare a fost în mare parte dezvoltată pentru intervale de viteză subsonice. Cu un debit de aer mai mare și o temperatură mai mică a gazului pentru aceeași forță, eficiența lor este mai mare și consumul lor mai mic. Deoarece sarcina de combustibil este redusă, aceasta permite o sarcină utilă mai mare.

Eficiența propulsiei, care este raportul dintre puterea necesară pentru zbor și puterea termică produsă, arată pentru o anumită presiune că această eficiență ar fi cu atât mai mare cu cât și debitul de aer ar fi mai mare: soluția care ar consta în creșterea debitul de aer fără creșterea debitului de combustibil ar fi, prin urmare, acceptabil, dar acest lucru nu este cazul, deoarece aceasta are consecința reducerii eficienței termice. Deci, pentru a crește debitul de aer fără a reduce eficiența termică, este necesară o soluție: împărțiți debitul total de aer în două fluxuri:

  • un debit pentru generatorul de gaz pentru a menține eficiența termică optimă;
  • un debit care curge în bypass și amestecat cu fluxul fierbinte fie în duză, fie în atmosferă.

Fluxul dublu realizează un compromis între turboreactorul cu un singur flux, a cărui eficiență este interesantă doar la viteză mare și turbopropulsorul cu viteză limitată. În plus, consumul specific este îmbunătățit și funcționarea este mai silențioasă. Postcombustia poate fi totuși integrată în ansamblu, cu o eficiență mai mare decât în ​​cazul turbojetului cu un singur flux. Multe avioane de luptă moderne au, de asemenea, turboventilatoare echipate cu post-arzător ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor etc.).

Subsistemele turbojetului

Circuit de aer intern

Într-un turboreactor cu dublu flux, aerul utilizat pentru presurizarea garniturilor de labirint este preluat în aval de compresorul de joasă presiune. Aerul de răcire al pieselor fierbinți, cum ar fi distribuitoarele și palele turbinei HP , este preluat din ieșirea compresorului HP .

Circuitul de aer intern face, de asemenea, posibilă exercitarea unor presiuni înapoi asupra discurilor compresorului și turbinei pentru a reduce forțele axiale pe lagăre.

Pentru a menține o performanță suficientă, scurgerile de aer sunt limitate prin plasarea garniturilor de labirint în întregul motor. Controlul activ al distanțelor radiale dintre rotoare și carcasele turbinei (presiune înaltă și joasă) este asigurat prin trimiterea de aer preluat de la ieșirea compresorului de înaltă presiune, al cărui debit este controlat de o supapă controlată în sine. . Acest aer „proaspăt” este utilizat pentru răcirea carterului prin jeturi de aer care afectează. Gestionarea acestui flux de aer face posibilă controlul expansiunii carcasei și, astfel, a distanțelor radiale dintre stator și rotor (mai precis între aripioare și abradabile). Obiectivul manevrei este de a putea limita fluxurile (pierderile) de "bypass" la toate fazele zborului. Acest sistem se numește ACC, pentru controlul activ al clearance-ului, și este precedat de LPT sau HPT (Controlul golirii active a turbinei de joasă presiune și Controlul golirii active a turbinei de înaltă presiune). Distincția este importantă, deoarece gestionarea debitului nu este aceeași pentru cele două turbine.

Circuit de aer extern

Într-un motor turboreactor cu dublu flux, circuitul de aer extern îndeplinește diferite funcții pe motorul însuși și pe aeronavă.

Aerul este în general preluat din compresorul HP și poate fi utilizat:

  • pe motor:
    • pentru dezghețarea orificiului de admisie a aerului,
    • pentru a evita pomparea compresorului datorită unei supape de refulare,
    • să servească drept informații despre presiune și temperatură pentru controlul motorului;
  • in avion:
    • pentru presurizarea cabinei și aer condiționat,
    • pentru dezghețarea baldachinului,
    • pentru presurizarea anumitor rezervoare (hidraulice, de apă, combustibil),
    • pentru pornirea altor motoare.

Anumite accesorii, care suferă o încălzire semnificativă, sunt răcite prin circulația aerului, iar nacela motorului este ventilată din fluxul secundar sau din aerul exterior.

Circuitul de ulei

Ungerea constă în asigurarea stabilirii și reînnoirii peliculei de ulei pe piesele care necesită ungere, cum ar fi rulmenții, precum și evacuarea căldurii. Uleiurile utilizate depind de condițiile de încărcare și temperatură și sunt în prezent în principal de origine sintetică datorită intervalului lor de temperatură mai mare și a duratei lor de viață mai lungi decât uleiurile de origine minerală.

Circuitul de ulei îndeplinește funcțiile de:

  • depozitare;
  • alimentare sub presiune;
  • filtrare;
  • recuperare;
  • răcire;
  • degazare;
  • controlul funcționării prin măsurarea presiunii și temperaturii;
  • controlul uzurii prin dop magnetic;
  • verificarea înfundării filtrului.

Funcția de pornire

Funcția de pornire trebuie să asigure:

  • lansarea cuplajului compresor-turbină;
  • alimentarea cu combustibil în timpul fazei de pornire;
  • aprinderea bujiilor camerei de ardere.
Lansa

Această funcție constă în rotirea ansamblului rotativ al generatorului de gaz, astfel încât compresorul să poată alimenta camera de ardere cu aer. Cuplul (C) necesar pentru acționare depinde de viteza de rotație și de temperatură. La început crește puternic și scade când apare aprinderea și mașina accelerează. De la o anumită turație, acest cuplu devine zero și se spune că motorul este autonom.

Alimentarea cu combustibil

Această funcție controlează sursa de alimentare a injectoarelor principale și de pornire. Injectoarele de pornire permit flăcării să se propage și să aprindă combustibilul pulverizat de injectoarele principale. Combustibilul este alimentat sub presiune folosind o pompă, iar debitul necesar pentru pornire este determinat de un dispozitiv de măsurare specific.

Aprindere

Această funcție face posibilă aprinderea amestecului de combustibil folosind scântei produse de bujiile de înaltă tensiune.

Începeți ciclul

Acest ciclu se caracterizează prin evoluția parametrilor:

  • temperatura gazului;
  • viteza de rotație ;
  • accelerare.

Secvența de pornire este realizată de o funcție specifică dedicată a motorului turbojet.

Re-aprindere În zbor

Procedura de re-aprindere în zbor este diferită de aprinderea de la sol, deoarece lansarea a fost deja efectuată.

Această procedură de re-aprindere se bazează pe așa-numitul fenomen „mori de vânt”. Într-adevăr, atunci când se spune că motorul este „oprit”, acesta nu mai produce împingere, dar viteza relativă a avionului forțează aerul să circule în motor. Aceste fluxuri de aer sunt suficiente pentru a crea o rotație a elementelor rotative ale motorului.

După cum s-a menționat anterior, condițiile de pornire ale motorului sunt destul de restrictive (temperatura, viteza de rotație, densitatea amestecului etc.), deci în această configurație de re-aprindere este necesar să se încadreze într-un anumit interval de turații (apoi corelat cu turația motorului ) și altitudine (densitatea aerului).

Pe pământ

Relansarea unui motor la sol necesită, de asemenea, o atenție specială. Principalul risc generat de o astfel de operație este „Blocarea rotorului”. Acest fenomen afectează turbinele, în special turbina de joasă presiune. Când turbina se răcește, piesele se răcesc la viteze diferite (în funcție de masa și inerția lor termică). Carcasa mai subțire se răcește mai repede decât rotorul și, astfel, se retrage mai repede, în timp ce rotorul rămâne extins. Carcasa va prinde apoi și va bloca rotorul. Dacă motorul este repornit în acest moment, unele trepte ale turbinei pot rămâne blocate. Această defecțiune minoră poate fi corectată prin oprirea motorului și repornirea acestuia. Aerul fierbinte care a trecut prin motor în acest moment este suficient pentru a extinde carterul și a elibera rotorul.

Pentru a evita „blocarea rotorului” trebuie respectat un timp de răcire între două porniri. Cu toate acestea, această durată este complexă de determinat deoarece depinde de mulți parametri (temperatura ambiantă, ciclul suferit de motor înainte de stingere, uzura materialelor abrazabile etc.).

Ventilare

Uneori este necesar la sol și în contextul testelor sau procedurilor speciale să se lanseze cuplajul compresor-turbină fără aprindere și cu sau fără injecție de combustibil.

Ventilația uscată poate fi utilizată:

  • să se scurgă combustibilul ars înainte de a începe;
  • pentru răcirea temperaturii reziduale pentru a evita punctele fierbinți după un test;
  • ca parte a unei proceduri de întreținere;

Ventilația umedă poate fi utilizată după testarea depozitării motorului înainte de instalarea sub aripă.

Control și reglementare

Ordonat

Controlul unui turboreactor de către pilot este efectuat printr-un mijloc simplu, în general un singur control numit maneta de accelerație. Obiectivul este de a obține, pentru o poziție dată a manetei clapetei de accelerație, performanța de tracțiune adaptată condițiilor de zbor. Presiunea, temperatura și viteza aerului admis în motor variază constant cu altitudinea și viteza de zbor, a fost necesar să se interpună între controlul pilotului și motor un sistem de reglare.

Pozițiile caracteristice ale manetei clapetei de accelerație pentru un turboreactor civil sunt:

  • TO / GA (Decolare / Go around - Decolare / Go-around);
  • CL (Climb - Climb);
  • Mct (Maxi continuu);
  • Ralanti (mișcare lentă);
  • Rev (Reverse - Inversor de presiune).
Control

Se știe că împingerea este o funcție a fluxului de aer care intră în motorul turboreactorului și a vitezei sale de ieșire. Putem spune, ca primă aproximare, că debitul de aer este proporțional cu viteza de rotație și că viteza de ejecție este proporțională cu temperatura din fața turbinei.

În consecință, controlul impulsului echivalează cu controlul:

  • viteza de rotație
  • temperatura din fața turbinei

Scopul funcției de control este, de asemenea:

  • să se asigure că nu se depășesc limitele de funcționare;
  • pentru a detecta o posibilă anomalie de funcționare;
  • să monitorizeze diferiții parametri ai motorului în timp real;
  • pentru a controla anumite faze de operare precum pornirea.

Această funcție este realizată din măsurători efectuate pe parametri precum:

  • viteza de rotație;
  • temperatura gazelor;
  • presiunile pneumatice și hidraulice măsurate în diferite locații;
  • temperaturile aerului, uleiului etc.

măsurarea vibrațiilor lagărului este esențială în ceea ce privește monitorizarea pentru siguranța zborului

Regulament Rol

Obiectivul principal al funcției de reglare este menținerea automată a motorului turbojet în limitele determinate ale vitezei de rotație și a temperaturii turbinei.

Această reglementare acționează asupra singurului parametru fizic disponibil în general: debitul de combustibil injectat în camera de ardere.

Constituţie

Sistemul de reglare este format din diferite echipamente care trebuie să îndeplinească următoarele funcții:

  • De informații ;
  • transmisie;
  • Control ;
  • generarea de energie electrică.

Acest echipament este alcătuit din circuitul de alimentare cu combustibil, comenzile componentelor în mișcare (duză, supape de descărcare, statori variabili etc.), circuitul electric, diferiții senzori și calculatorul de reglare.

Operațiune

Reglarea în funcționare stabilizată a unui turboreactor menține o viteză de rotație și o temperatură optimă în fața turbinei, astfel încât forța corespunzătoare poziției de pârghie aleasă să fie asigurată, indiferent de perturbările externe. Menține automat punctul de funcționare corespunzător optimizând cuplul (debitul de combustibil; secțiunea duzei), asigurând în același timp gestionarea limitărilor de funcționare ale mașinii.

Reglarea directă a temperaturii în fața turbinei fiind foarte delicată, alegem să reglăm parametrii motorului reprezentativi pentru această temperatură:

  • viteza motorului ;
  • turația motorului plus secțiunea duzei;
  • turația motorului plus temperatura de ieșire a gazului;
  • Bogăția C / P a combustiei cu C pentru debitul de combustibil și P pentru presiunea la ieșirea compresorului.

Pentru a acționa asupra acestor parametri și pentru a le controla, sunt disponibile mijloace numite [parametri de reglare] în număr variabil în funcție de tipul de turboreactor:

  • Fluxul SEC;
  • Debit PC;
  • secțiune duză variabilă;
  • supape de refulare;
  • statori variabili;
  • etc.
Legile de funcționare a motorului

Legile de funcționare neschimbate specifice fiecărui tip de turboreactor leagă acești parametri diferiți și permit reglării să mențină stabil punctul de funcționare al motorului corespunzător forței alese de pilot.

Legile de funcționare a motorului sunt relațiile care permit cunoașterea variațiilor parametrilor reglați sau reglați (cei care urmează să fie controlați) atunci când parametrii de reglare variază. Aceste legi ale motorului sunt caracteristici intrinseci ale motorului și sunt variabile în funcție de condițiile de zbor și de valoarea parametrilor de reglare. Acestea nu trebuie confundate cu legile de reglementare.

De exemplu, pentru un reactor cu duză fixă, fără statori variabili sau fără supape de siguranță și pentru o stare de zbor dată:

  • legea de reglementare (viteza în funcție de debitul de combustibil) va da valoarea vitezei N0 corespunzătoare debitului de combustibil C0;
  • legea motorului (temperatura de admisie a turbinei în funcție de turație) va da temperatura temperaturii de admisie a turbinei Tet0 pentru valoarea de turație N0.

Prin acest exemplu simplu vedem că reglarea unui turboreactor va fi integrarea caracteristicilor sale intrinseci într-un sistem mai global, luând în considerare elementele externe.

Pentru a fixa punctul de funcționare al motorului, trebuie să acționăm asupra parametrilor de reglare printr-o funcție de reglare care poate fi:

  • o reglementare programată a cărei valoare de ieșire, rezultat al prelucrării valorii de referință de intrare de către legea de reglementare, nu ia în considerare condițiile reale la momentul respectiv;
  • o reglare de buclă care ia în considerare acțiunea sa de a o modifica în funcție de variații externe.
Moduri de reglementare

Există două moduri principale care pot fi asociate și care sunt modurile:

  • programat;
  • creț.
Reglementare programată

Acest tip de reglare este stabil, dar nu foarte precis, deoarece perturbările reale sunt adesea diferite, sau chiar foarte diferite, de condițiile programate actuale. Setul de parametri nu va avea întotdeauna valoarea dorită și acest lucru resetează definitiv acest tip de reglare pentru a garanta stabilitatea punctului de funcționare în funcție de condițiile externe.

De exemplu, dacă la o altitudine dată o poziție a pârghiei fixează o valoare a debitului de combustibil care va stabili ea însăși o valoare a vitezei și altitudinea se modifică fără ca regulamentul să fie informat, va exista o diferență între viteza reală și regimul pe care ar trebui să-l aibă.

Pe de altă parte, în condiții tranzitorii, în care limitele riscă să fie atinse, este de preferat să se utilizeze un program care să integreze toate opririle, luând în considerare diferențele dintre motoare și îmbătrânirea pieselor cu o durată de viață limitată.

De exemplu, pentru un luptător de bord, timpul pentru stabilirea tracțiunii maxime este adesea la fel de important ca nivelul de tracțiune în sine, deoarece, în cazul unei aterizări nereușite, deplasarea trebuie făcută în deplină siguranță, fără motor. o pierdere de energie datorată pompării sau extincției bogate.

Reglementare în buclă

Principiul controlului buclei este de a detecta diferența dintre valoarea de ieșire și valoarea de referință de intrare, apoi de a utiliza această diferență pentru a controla unul sau mai mulți parametri de control. Acest tip de reglementare face posibilă depășirea variațiilor externe, dar are dezavantajul de a fi instabilă. Această instabilitate este legată de timpii de răspuns ai transmisiilor și de câștigul buclei, adică de relația dintre variația de ieșire și variația de intrare.

Performanța buclei va fi cea a ansamblului de reglare + motor, acesta din urmă având propriile câștiguri și timpi de răspuns. Caracteristicile turbojetului care variază în proporții foarte mari în funcție de condițiile de zbor (Mach, Altitudine) va fi, prin urmare, necesar, pentru a menține un răspuns bun al ansamblului, indiferent de condițiile externe, ca și caracteristicile guvernatorului varia. Acesta este ceea ce complică reglementările turboreactoarelor în comparație cu reglementările proceselor industriale.

Regimuri de reglementare

Utilizarea turbojetului constă în menținerea acestuia în funcționare stabilizată pentru fiecare stare de zbor și făcându-l să funcționeze într-o stare tranzitorie între două stări stabile. Aceasta arată necesitatea de a furniza două moduri principale de reglementare:

  • reglementare cu regim stabilizat care menține punctul de operare pentru starea de zbor aleasă, în ciuda oricăror variații ale condițiilor externe și care garantează respectarea limitelor de siguranță pentru a evita:
  • Reglare în modul tranzitoriu care permite schimbarea rapidă a punctului de operare evitând:

Alte funcții sunt, de asemenea, gestionate de sistemul de reglementare:

  • pornirea reactorului:
  • aprinderea bujiilor la pornire:
  • control activ al jocului pentru anumite motoare;
  • etc.
Reglarea motorului

Punctul de funcționare stabilizat al unui motor se află pe o anumită linie din câmpul compresorului, dar atunci când pilotul solicită o viteză diferită a compresorului utilizând clapeta de accelerație, regulamentul trebuie:

  • crește debitul de combustibil atunci când pilotul accelerează;
  • reduceți debitul de combustibil în cazul unei cereri contrare, luând în considerare limitările mașinii.

În timpul variațiilor de viteză, punctul de funcționare al compresorului părăsește linia de funcționare stabilizată a câmpului compresorului. Fizic, o creștere a combustibilului în camera de ardere produce o supraexpansiune a aerului, rezultând o creștere bruscă a raportului de compresie al compresorului: lucrarea produsă de turbină crește mai repede decât munca absorbită de compresor, motorul accelerează . Inversul se întâmplă atunci când este mai puțin combustibil, motorul decelerează.

Prin urmare, reglarea motorului furnizează combustibilul necesar în funcție de turația de rotație, presiunea și temperatura în anumite puncte ale turbojetului.

Limitări și interdicții

Pentru a trece de la un punct de operare la altul, unul se abate de la curba stabilizată inițială și se confruntă cu limitări:

  • o creștere bruscă a debitului de combustibil poate duce la:
    • la o supratemperatură tranzitorie în fața turbinei,
    • la o bogată dispariție,
    • pomparea compresorului prin creșterea bruscă a presiunii la ieșirea compresorului;
  • o scădere a debitului de combustibil care poate duce la dispariția slabă.

Pentru a proteja împotriva acestor fenomene periculoase, regulamentul are o limitare a debitului de combustibil:

  • ridicat numit: accelerare stop:
  • scăzut numit: stop de decelerare.
Preambul

Toți regulatorii constau într-un sistem dedicat calculului legilor și un altul executării acestora (debitul de combustibil și geometria variabilă). Dacă de la primele turboreactoare, partea de execuție s-a schimbat puțin (sistemul „Regulator-Metering Valve” a existat pe ATAR101 SNECMA în 1949), a avut loc o evoluție considerabilă a părții de calcul.

Până în 1970 calculul legilor a fost efectuat prin sisteme hidromecanice punând în acțiune pârghii, came, capsule aneroide, servomotoare, reductoare de presiune etc.

Din anii 1970, electronica a apărut treptat, era era sistemelor de calcul mixte cu „autoritate scăzută” în care legile reglementării erau parțial realizate de funcții electronice analogice cu:

  • detectarea electrică a parametrilor motorului sau a condițiilor de zbor (altitudine, presiune de impact etc.);
  • servo-comenzi hidromecanice cu setpoint electric.

Spre mijlocul anilor 1980, tehnologia digitală evoluând, au apărut primele sisteme în care electronica asociată cu prelucrarea datelor prelua sarcina deplină a funcției de calcul care se ocupa apoi nu numai de legile de reglementare, ci și de legile de protecție a motorului, întreținerea integrată și siguranța operațională a întregul motor.

Reglementările care inițial erau hidromecanice au evoluat către amestecarea cu o parte din ce în ce mai importantă a electronicii pentru a fi în prezent așa-numitele sisteme „complet autorizate” și „redundante”, ceea ce înseamnă o autonomie completă pentru funcționarea sistemului. intervenție pilot.

Evoluția tehnologică

Reglarea motorului complet hidromecanic ATAR9C SNECMA cu ulei pentru fluid precedă cea a motorului ATAR9K50 SNECMA care este echipat cu un sistem de scurgere variabil controlat de un motor electric care controlează reglarea hidromecanică a duzei. Pe motoarele Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde a fost instalat primul sistem de reglare analogică.

Motorul SNECMA M53-5 a fost echipat cu reglementarea „Full Authority Analogue”, apoi motorul SNECMA M53-P2 a fost echipat cu reglementarea „Full Authority Digital”.

De la mijlocul anilor 1980, reglementarea redundantă de autoritate completă digitală a început să echipeze Pratt & Whitney PW2000 și CFMI / CFM56-A . Acest sistem a devenit răspândit pe avioanele comerciale de toate dimensiunile. Acesta este și cazul tuturor avioanelor militare recente.

Reglarea dietei Poartă

Scopul reglării acestui parametru al motorului este de a evita regimurile de supra-turație și sub-turație, permițând în același timp controlul precis al nivelului de tracțiune dorit.

Istoric

Primele reglementări au funcționat pe același principiu ca și regulatoarele cu bile ale primelor motoare cu abur. Deformarea paralelogramului, o funcție a vitezei, a fost utilizată pentru a acționa asupra debitului de combustibil. O acțiune asupra comenzii clapetei de accelerație care face posibilă furnizarea unui nou setpoint de viteză prin modificarea punctului de echilibru al paralelogramului.

Dezavantajele acestui tip de reglementare erau duble:

  • un raport fix (câștig de buclă) între diferența de viteză detectată și diferența generată de debit de combustibil, sau la altitudine, acest raport (câștig) trebuie să scadă pentru a evita supratensiunea:
  • o diferență în debitul de combustibil proporțional cu același câștig pe o scară (mișcare rapidă), când pârghia ar fi trebuit să fie proporțională cu presiunea din camera de ardere, astfel încât să nu provoace blocarea compresorului sau dispariția.

Inițial, aceste dezavantaje au fost eliminate prin corectarea câștigului lanțului de întoarcere prin integrarea capsulelor barometrice și a amortizoarelor mecanice în acestea pentru a menține un câștig puternic în feedback. Acest tip de regulament a fost montat la Turbomeca lui Marboré motoare montate pe avioane Fouga. În ciuda acestor remedieri, variațiile rapide în poziția pârghiei au fost interzise peste 4.600  m , pentru a evita dezavantajele descrise mai sus.

Pe de altă parte, acest sistem permite reglarea fără pârghia de accelerație. Acest proces este utilizat pe TURMO IIIC4 de la Turbomeca care echipează SA330 Puma. Viteza rotorului (NR) fiind dorită constantă, viteza de rotație a turbinei (legată mecanic de rotor) face posibilă detectarea unei variații a NR în urma unei variații a comenzii de pas colectiv. Viteza de rotație a turbinei (NTL) este aplicată unui sistem de măsurare a alimentatorului care modifică Qc (debitul de combustibil) pentru a menține NTL constant și, prin urmare, NR constant. Acest sistem induce o reglementare a posteriori . Dacă pilotul schimbă echilibrul Puterea motorului furnizată / Puterea absorbită de rotor, viteza rotorului se schimbă, regulamentul detectează această variație și corectează debitul de combustibil pentru a găsi NR dorit. Această reglementare este destul de moale și întotdeauna în mod implicit: când NR scade, Qc este crescut, dar nu este suficient pentru a recupera NR-ul original. În schimb, dacă numărul crește, Qc-ul este redus, dar noul Nr reglementat va fi mai mare decât cel vechi. Acest sistem s-a dovedit și este încă în funcțiune, deoarece se bucură de o simplitate mare și, prin urmare, de o mare fiabilitate, independent de orice sursă electrică.

În al doilea rând, parametrul controlat nu mai era fluxul de combustibil, ci bogăția amestecului aer-combustibil pentru a elimina influența presiunii și, prin urmare, a altitudinii. Această reglementare a necesitat un mecanism mai complex care a făcut posibilă integrarea opririlor înalte și joase în variația bogăției pentru a elimina limitările de viteză a pârghiei. Motoarele ATAR SNECMA au fost primele echipate cu acest sistem mai eficient.

Cunoașterea aproximativă a parametrului de bogăție din debitul de combustibil și a presiunii este îmbunătățită prin introducerea parametrului Temperatură, apoi condițiile de zbor (altitudine, presiune de impact) sunt utilizate în determinarea opririlor superioare și inferioare ale bogăției. Toate aceste informații apar pe motoarele ATAR 9K50 SNECMA sub formă electrică.

La motoarele cu dublu corp, doar un singur corp este reglat în turație, celălalt urmează: de exemplu pe F404 în „SEC” este corpul HP care este controlat în timp ce în „PC” este corpul LP

Reglarea duzei

A veni cu.

Afterburner

Postcombustibilul, denumit uneori reîncălzire, este un sistem utilizat pe turboreactoare care echipează aeronave militare și anumite aeronave civile supersonice pentru a crește viteza de ejecție a gazului, ceea ce duce la o creștere a forței de tracțiune, făcând posibilă lărgirea anvelopei de zbor.

Principiul este de a injecta kerosen - după turbină , de unde și termenul „post” - în fluxul de gaz înainte de a părăsi gâtul duzei reactorului. Arderea acestei surse de combustibil se realizează folosind oxigenul rezidual încă prezent după arderea primară.

Rolul post-combustiei

Într-un turboreactor, ceea ce limitează temperatura în camera principală de ardere sunt materialele care constituie etapa turbinei. Propulsia furnizată de turboreactor este proporțională cu viteza de ejecție la ieșirea duzei, care este ea însăși limitată de temperatura la ieșirea turbinei. Pentru a crește viteza de ejectare între ieșirea turbinei și duza de ejectare, combustibilul este injectat în fluxul de gaz care conține încă oxigen datorită diluării pentru răcire în cazul motoarelor cu un singur flux. Sau din faptul că în motoarele cu flux dublu care fluxul secundar nu a participat la arderea primară.

Această sursă de alimentare suplimentară face posibilă mărirea anvelopei de zbor și permiterea misiunilor de interceptare. Anumite posibilități, cum ar fi decolarea pe pistă scurtă sau autorizația de luptă aeriană sunt posibile datorită acestui echipament. Acest sistem de încălzire a echipat până acum doar două aeronave civile, franco-britanic Concorde și rusul Tupolev Tu-144 . Rămâne că, chiar și fiind necesar de limita metalurgică a turbinei, este folosit doar temporar, deoarece este un mare consumator de combustibil și rămâne în esență apanajul avioanelor de luptă rapidă.

General

Pentru a scoate un gaz printr-o duză, este suficient ca presiunea sa generatoare în amonte să fie mai mare decât statica externă din aval. Viteza de ejecție este o funcție în creștere a presiunii de generare până la o anumită valoare a raportului de presiune în amonte față de aval. Dincolo de aceasta, viteza de ejecție rămâne constantă.

Debitul de masă și fluxul de impuls prin duză nu au nicio limită și crește pe măsură ce presiunea generatoare. Limita de viteză de ejectare depinde de temperatura gazului: cu cât gazul este mai fierbinte, cu atât va fi mai mare viteza de ejectare.

Dacă temperatura crește, pentru o anumită presiune generatoare, debitul masic ejectat scade, dar impulsul ejectat crește și, prin urmare, creșterea impulsului.

Ca rezultat, este posibil să se mărească forța unui turbojet dat caracterizată printr-o presiune maximă care generează gazul său complet „SEC” prin încălzirea gazului înainte de ejectare.

Această reîncălzire se numește post-combustie sau se încălzește, iar punctul de funcționare al motorului este la maximul de accelerație „PC”.

Particularități Beneficii

Este un mijloc simplu din punct de vedere tehnic, deoarece fără piese mecanice suplimentare în mișcare, care îl face ușor și liber de tensiunile termice la care sunt supuse celelalte părți ale motorului. Permite o creștere a presiunii [+ 50%] a unui turboreactor fără a-și modifica dimensiunea sau funcționarea compresorului. Este un mijloc necesar pentru a ajunge la Mach-urile înalte atunci când duza nu poate fi adaptată permanent la caracteristicile zborului.

Dezavantaje

Pentru militari, „PC-ul” are o semnătură semnificativă în infraroșu și crește în mod clar consumul specific (CS în kg / (daN⋅h)) al motorului. Pentru civili, zgomotul și SC sunt dezavantaje majore.

În cele din urmă, simplitatea mecanică aparentă nu exclude necesitatea de a avea o duză cu o secțiune variabilă a gâtului, pentru a evita o creștere a presiunii de ieșire a compresorului în amonte de reîncălzire. Această creștere a presiunii, numită blocare termică, ar putea provoca blocarea compresorului.

Creșterea tracțiunii

Pentru un debit de gaz D ejectat la viteza Vs , dintr-o duză adecvată cu secțiunea gâtului Sc și secțiunea de ieșire S, formulele aerodinamice indică faptul că numărul Mach la ieșirea duzei este strict legat de raportul dintre secțiunile gâtului și ieșirii ca raport (Cp / Cv) dintre căldura specifică a aerului la presiune constantă și căldura specifică a aerului la volum constant.

Propulsia este proporțională cu Mach la ieșirea duzei și cu vTt (temperatura totală a gazului). Într-un turboreactor, debitul fiind stabilit de compresor, dacă geometria duzei este menținută constantă, forța depinde numai de temperatura totală a gazului.

Obținem apoi formula simplificată F ˜ vTt

Exemplu: dacă Tt = 1000  K la PG uscat și dacă Tt = 2000  K la PGpc, atunci raportul de împingere între PGsec și PGpc este v2 = 1.414

Creșterea vitezei gazului

Conservarea debitului dintre intrare și ieșire asociată cu expansiunea gazelor prin încălzirea acestuia duce la o creștere a vitezei la ieșire proporțională cu raportul de expansiune dacă se ia o conductă cilindrică și un debit subsonic.

Inversor de împingere

Poartă

Este un sistem ( avioane de transport , cisternă ,  etc. ) care echipează anumite aeronave de luptă , cum ar fi Panavia Tornado sau Saab 37 Viggen dar care este montat , în principal , pentru aeronave civile comerciale echipate cu reactoarele. Acest echipament, care nu este obligatoriu pentru acest tip de aeronavă, nu este luat în considerare la certificarea unei aeronave.

Pe avioanele comerciale sau militare de mari dimensiuni, este un sistem care urmărește să devieze împingerea înainte pentru a reduce distanța de oprire în timpul fazelor de aterizare, în timp ce eliberează sistemul principal de frânare.

Principiu

Inversarea de împingere este un dispozitiv care constă în introducerea unui obstacol în fluxul pentru o parte devia de ea , în direcția de rulare și , astfel , creează o forță negativă care tinde să încetinească dispozitivul în faza de rulare. Care urmează aterizarea tren de aterizare pentru a reduce distanțele de frânare în timpul aterizării . La motoarele cu flux dublu, inversarea se poate face pe ambele fluxuri, contracurentul obținut fiind diferența dintre impulsul negativ obținut la debitul secundar și impulsul debitului primar.

De obicei, numai fluxul secundar este deviat de către dispozitivele de inversare.

Tehnologie

Sunt utilizate mai multe tipuri de invertoare, cum ar fi:

  • invertoare de rețea pe fluxul secundar al motoarelor CFM;
  • invertoare de rețea pe ambele fluxuri pe motoare de tip CF650;
  • invertoare de obstacole ca pe concorde unde două părți simetrice ale duzei pivotează pentru a trimite jetul înainte.

Invertorul poate fi instalat doar după ce aeronava este la sol și sistemele de siguranță redundante împiedică deschiderea sau deplasarea în zbor.

Inversorul este controlat de pârghii specifice montate pe comanda clapetei de accelerație.

Forța vectorială

Specificitatea celor mai eficiente avioane militare, în special a interceptorilor , duza cu jet este extinsă de un dispozitiv orientabil care permite devierea jetului și, prin urmare, direcția de împingere pentru a crește manevrabilitatea aeronavei. Vorbim în general de împingere bidimensională (respectiv tridimensională) atunci când împingerea este direcționată într-un (respectiv două) plan direcțional. În plus față de acest aspect, face posibilă și deplasarea în medii în care eleronele și suprafețele de control sunt inutile, adică la altitudini foarte mari în care aerul este rarefiat .

Acest dispozitiv este utilizat în special cu prototipurile rusești Sukhoï ( SU-37 , MiG 1.44 și MiG-29 OVT ) și luptătorii americani ( F-22 , F / B-22 Concept și JSF ). Cea mai recentă dezvoltare (2005) este Rockwell-MBB X-31 . Puterea poate fi, de asemenea, deviată spre sol pentru a permite decolări și aterizări verticale, ca pe Harrier , F-35 și Yak-141 .

Carucior

Denumirea nacelă identifică toate capace care înconjoară motorul și suspensia acestuia la aripa sau fuselajul avionului.

Principalele funcții ale unei nacele sunt:

  1. asigurați fluxul de aer către exterior și prin motor cu performanțe aerodinamice și acustice bune;
  2. conțin accesorii pentru motor și chiar pentru avion;
  3. ghidați ventilația necesară pentru motor și accesoriile sale cu etanșări bune;
  4. să conțină un posibil incendiu sau să asigure reținerea unei lame a suflantei care ar trebui să se desprindă;
  5. asigură uneori tracțiunea inversă a motorului.

Unitate auxiliară de putere

Turboreactoarele necesită, în general, ajutorul unui motor auxiliar pentru a fi pornit, GAP ( Unitatea de alimentare auxiliară ) sau APU ( Unitatea de alimentare auxiliară ). Este un motor cu turbină mică, derivat adesea dintr-o turbomachină cu elicopter și situat în fuzelajul aeronavei, adesea în partea din spate, care furnizează aer comprimat pentru a alimenta demarorele pneumatice ale turboreactoarelor decât energia electrică înainte de pornire . GAP poate fi uneori folosit pentru generarea hidraulică, în caz de urgență.

GAP este pornit de bateriile electrice ale aeronavei sau de o unitate de alimentare externă. GAP poate fi, de asemenea, utilizat ca generator electric de urgență, atunci când toți generatorii și alternatoarele turboreactoarelor sau turbopropulsoarelor sunt inoperante. Testele recente au fost efectuate cu succes cu pilele de combustibil cu hidrogen ca GAP. Aceste dispozitive sunt mai ușoare și nu necesită admisie de aer, dar sunt mai scumpe.

Dezvoltare și certificare

Poartă

Toate activitățile legate de dezvoltarea unui turboreactor și certificarea acestuia au scopul de a demonstra că, atunci când intră în serviciu, va îndeplini condițiile de calitate și siguranță impuse de client, în acest caz producătorul de aeronave. Aspectul calității va fi abordat prin testele de dezvoltare, în timp ce criteriile de siguranță vor fi evaluate în timpul testelor de certificare.

Încercări de dezvoltare

Testele de dezvoltare, care au ca scop optimizarea performanței și obținerea datelor de inginerie, se concentrează în principal pe:

  • domeniul de operare al principalelor componente precum;
    • FAN  ;
    • Compresoare HP și LP  ;
    • Turbine HP și LP  ;
    • camera de ardere;
  • performanța generală a mașinii, deoarece diferitele componente sunt asamblate până la motorul complet;
  • operabilitate care face posibilă verificarea comportamentului tranzitoriu (margini de pompare) și determinarea opririlor de funcționare (accelerație și decelerare);
  • ventilație internă, constrângeri mecanice și poluare fonică și chimică;
  • rezistență care permite validarea anumitor alegeri tehnologice;
  • ingestia de obiecte (păsări, gheață, apă, nisip) și glazură;
  • pregătirea testelor de zbor și de sol pe băncile globale de testare în aer liber și închis.

Pentru a asigura dezvoltarea unui nou motor a fost necesar în anii 2000:

  • 7 până la 8 motoare de conformitate derivate din prototipuri și similare motoarelor care urmează să fie produse în serie;
  • o durată totală de 3 ani (18 luni pentru un motor derivat) și un buget semnificativ;
  • aproximativ 5.000 de ore de funcționare acumulate la certificare.

Certificare

Dezvoltarea și fabricarea turboreactoarelor utilizate pentru alimentarea aeronavelor trebuie să îndeplinească cerințele unor organizații precum DGAC (JAR-E) pentru Franța sau FAA (FAR33) pentru Statele Unite. Anumiți producători, cum ar fi Safran Aircraft Engines pentru Franța și GE pentru Statele Unite, cooperează la motoare comune, ceea ce îi obligă să îndeplinească cel mai restrictiv standard în caz de dezacord.

Certificarea are loc în două etape principale:

  • prin demonstrație;
    • similaritate cu una existentă deja certificată;
    • analiza tehnică și metodologică;
    • rezultate parțiale ale testelor;
    • rezultate complete ale testului motorului;
  • prin teste de motor care permit;
    • calibrarea caracteristicilor puterii motorului;
    • demonstrarea funcționării corecte (pornire, ralanti, accelerație, viteză excesivă, răspuns la tracțiune);
    • pentru a verifica absența vibrațiilor și a rezonanței dăunătoare în domeniul operațional;
    • să testeze rezistența prin teste ciclice;
    • să testeze absența focului timp de 15 secunde și absența ruperii suspensiei aripii motorului în urma ruperii unei lame FAN;
    • să verifice comportamentul motorului în cazul depășirii semnificative a temperaturii EGT pentru o perioadă de câteva minute;
    • pentru a verifica rezistența la glazură prin injectarea apei la temperatură scăzută;
    • pentru a verifica dacă motorul funcționează bine în caz de ingestie (apă, gheață, nisip, păsări).

Contract cu producătorul de aeronave

Producătorul motorului semnează un contract cu producătorul aeronavei sub formă de specificații care definesc și garantează toate datele tehnice ale motorului care vor fi instalate pe aeronavă. Acest contract are două clauze fundamentale:

  • o garanție de împingere;
  • o garanție specifică de consum.

Capacitatea motorului de a îndeplini cerințele specifice de tracțiune și consum este demonstrată prin programul de certificare a aeronavelor, etapele principale ale motorului fiind următoarele:

  • funcționarea la sol pe băncile de testare deschise ale motoarelor de conformitate echipate mai întâi cu nacelă ATC și apoi echipate în al doilea rând cu nacelă FTC  ;
  • teste de performanță în zbor cu nacelă FTC  ;
  • calcularea forței de zbor și stabilirea regulilor de conduită (gestionarea energiei);
  • calculul consumului specific și compararea cu garanția.

Legile privind împingerea și conducerea ( gestionarea energiei )

Poartă

Diferitele setări ale motorului sunt stabilite pentru vitezele de funcționare (la sol și la ralanti, decolare, urcare, croazieră), iar solicitarea de împingere a producătorului de aeronave se efectuează pe tot parcursul zborului și pentru fiecare versiune a motorului.

Acest proces se face în trei pași:

  • definirea nivelurilor de împingere necesare;
  • demonstrarea capacității motorului de a atinge nivelurile de tracțiune necesare, rămânând în același timp în limite certificate;
  • determinarea legilor de control al motorului care fac posibilă satisfacerea nivelurilor de tracțiune solicitate.
Definiția forței necesare

Evaluarea tracțiunii pe care va trebui să o asigure motorul este rezultatul unui proces care începe de la producătorul de aeronave cu studii de piață care vizează definirea nevoilor companiilor aeriene în ceea ce privește dimensiunea, greutatea, autonomia  etc. , și care duc la definirea clasei de tracțiune a unității de propulsie.

Producătorul de motoare oferă producătorului de aeronave un model matematic al motorului care integrează experiența sa industrială, cerințele clientului și ceea ce oferă concurența. Din acest model și după numeroase revizuiri, producătorul motorului și producătorul de aeronave convin asupra unei specificații contractuale care integrează garanțiile de împingere și consumul specific.

Demonstrarea capacității motorului Teste de sol la nacela ATC

Fiecare motor demonstrativ ( motor de conformitate ) este testat echipat cu aceeași nacelă ATC într-un banc de testare deschis (în aer liber) urmând aceeași procedură ca cea care va fi efectuată pentru viitoarele motoare de producție:

  • test de scurgere a nacelei ATC  ;
  • spargerea motorului;
  • stabilizarea și definirea turațiilor motorului.

aceste teste vor servi ca bază pentru stabilirea limitelor de acceptare pentru motoarele de producție.

Testele FTC la sol

Motoarele demonstrative sunt testate cu nacela FTC urmând aceeași procedură ca și cu nacela ATC. Rezultatele testului vor fi utilizate pentru:

  • stabiliți caracteristicile (corelațiile de presiune) necesare pentru a calcula împingerea în zbor;
  • stabiliți factorii corecți între nacela de referință ATC și nacela de referință FTC .
Calculul tracțiunii în zbor

Puterea în zbor este calculată pentru că nu știm cum să o măsurăm și acest lucru necesită motoare cu instrumente ridicate. Principiul este de a calcula variația impulsului prin motor bazându-ne pe ecuația lui Euler.

După ce s-au determinat coeficienții duzei prin teste de model și au determinat corelațiile de presiune în amonte și în aval ale motorului de la testele la sol cu ​​nacela FTC , testele de zbor continuă la nivel stabilizat (Drag = Thrust) pentru diferite viteze.

Din calculul impulsului în zbor:

  • producătorul de aeronave stabilește polarul aeronavei sale;
  • producătorul motorului stabilește modelul motorului său.
Testele de zbor

Testele de zbor permit:

  • să colecteze datele necesare pentru stabilirea legilor care reglementează funcționarea motorului;
  • determina nivelurile SFC pentru a le compara cu nivelurile de garantie;
  • dezvolta un model care definește performanța combinată a aeronavei și a motorului care va fi oferită clientului;
  • pentru a înregistra caracteristicile motorului la decolare (temperatura și turația) în tranzitorie.
Stabilirea legilor de conduită

Acest pas face posibilă stabilirea regimurilor de pilotaj în raport cu garanția de tracțiune care a fost vândută producătorului de aeronave. Pentru aceasta, motoarele de demonstrație fiind considerate motoare de serie medie (în performanță), caracteristicile de tracțiune / viteză rezultate în urma testelor de zbor permit acest lucru.

Aceste caracteristici medii includ:

  • dispersia motoarelor standard (+/- 2% în prezent);
  • inexactități de reglementare;
  • efectele umidității atmosferice.

Garanție specifică de consum

Definiție

SFC reprezintă consumul de combustibil pe unitatea de împingere și este utilizat pentru a evalua eficiența motorului. Acesta este un criteriu de proiectare foarte important și un motor este proiectat cu scopul de a optimiza acest parametru pentru cele mai frecvente condiții de zbor, în general de croazieră, adică pentru o altitudine de 12.200  m și Mach 0,8.

Formula pentru consumul specific este:

Relația dintre SFC și gama specifică

Criteriul S / R face posibilă corelarea consumului de combustibil al motorului cu viteza aerului avionului pentru a permite o corespondență între tracțiunea motorului și viteza avionului.

Formula pentru S / R este:

Din definiția SFC putem deduce că

Finetea avionului este

Știind că, în cazul unui zbor stabilizat:

  • propulsia motorului este egală cu rezistența totală (aeronavă + motoare);
  • ascensorul este egal cu greutatea totală a aeronavei,

deducem că finețea planului este atunci:

putem deduce

și

fie la greutate constantă și viteză de avion, o creștere a SFC are ca rezultat o reducere de același ordin S / R

Tehnologie

Pentru motoarele cu un raport mare de diluare, caracteristicile ciclului termodinamic care afectează SFC sunt:

  • raportul de compresie general;
  • rata de diluare;
  • temperatura de ieșire a camerei de ardere;
  • raportul de compresie al ventilatorului;
  • faptul de a avea un motor ale cărui fluxuri calde și reci sunt amestecate sau nu înainte de ejectare.

Evident, eficiența fiecărei componente (compresoare, cameră de ardere, turbine etc.) afectează și SFC .

Garanție SFC

Estimarea inițială a nivelurilor SFC ale unui nou motor se bazează pe un model teoretic care integrează experiența producătorului de motoare pe modele deja online. Nivelul de garanție semnat cu producătorul de aeronave este punctul culminant al numeroaselor iterații care integrează ofertele concurenței. Nivelul de garanție vândut de producătorul motorului este apoi utilizat de producătorul de aeronave pentru a stabili performanța aeronavei oferite companiilor aeriene.

La fel ca în cazul tracțiunii, demonstrarea garanțiilor SFC se efectuează în timpul programului de certificare al aeronavei cu motoare de demonstrație. Rezultatele testelor de zbor (calculul impulsului și măsurarea debitului de combustibil) sunt utilizate pentru a calcula SFC și apoi l-au comparat cu nivelurile de garanție vândute inițial.

Producătorul motorului și producătorul de aeronave sunt de acord cu privire la nivelul de performanță al motorului care va determina:

  • performanța aeronavei;
  • limitele de acceptare a motoarelor de producție;
  • orice penalități financiare datorate de producătorul motorului în cazul încălcării angajamentelor de garanție;
  • implementarea unui program de recuperare în caz de deficit în ceea ce privește garanțiile.
Spec. Echivalentă

Parametrul EQUIVALENT SPEC este utilizat pentru a calcula penalitățile financiare pe care producătorul de motoare trebuie să le acorde producătorului de aeronave în cazul lipsei de garanții pentru SFC . Două posibilități:

  1. garanțiile sunt deținute și nu există penalități;
  2. motorul este deficitar, consumă mai mult decât se aștepta și în acest caz limitele de acceptare ale motoarelor de producție sunt recalculate în raport cu abaterea de la garanția inițială. Aceste noi limite sunt denumite SPEC EQUIVALENT.

Noul nivel SFC este determinat din media motoarelor demonstrative din care se scade deficitul măsurat în zbor. Apoi se calculează parametrul EQUIVALENT SPEC, care este transpunerea la sol a situației motoarelor față de garanția inițială în zbor.

Producție și recepție

Producția de motoare de serie este sancționată de un test de acceptare definit în documente agreate cu autoritățile (FAA, DGAC etc.) și producătorii de aeronave. Aceste documente tratează aspecte de siguranță și siguranță operațională pe de o parte și, pe de altă parte, descriu testul de acceptare în detaliu, precum și limitele de acceptare.

Teste de acceptare

Preambul

Acest test, care face posibilă validarea tuturor versiunilor motorului simultan, care este livrat doar versiunii sale de vânzare, cuprinde două faze principale:

  1. verificarea unui comportament mecanic bun;
    1. lapte stabilizat;
    2. niveluri de echilibrare și vibratoare;
    3. spargere tranzitorie;
  2. verificarea performanței și limitele garantate pentru toate versiunile modelului de motor.
Evaluarea performanței motorului General

Performanța motorului testat nu este direct comparabilă, deoarece depinde de:

  1. condițiile ambientale din ziua testului;
    1. presiune atmosferică ;
    2. temperatura aerului admisă de motor;
    3. umiditatea aerului;
  2. mediul motorului supus încercării;
    1. banc de test închis;
    2. sisteme de adaptare suplimentare necesare testelor (duză de admisie, nacelă a aeronavei, instrumentație);
  3. a motorului în sine;
    1. influența legilor de reglare și configurarea sistemelor variabile care echipează motorul în poziție nominală.
Standardizare

Pentru a sancționa performanța unui motor, este esențial să-l readucem în condiții de funcționare cunoscute. Metoda utilizată este de a:

  1. corectați rezultatele brute de la test utilizând coeficienți de corecție dependenți
    1. abateri între condițiile ambientale din ziua testului și condițiile ambientale standard
      1. presiunea atmosferică 1.013,25  hPa
      2. temperatura ambiantă 15  ° C
      3. umiditate 0%
    2. diferențele dintre mediul de testare și mediul de operare (pe aeronavă) care este
      1. motor integrat într-o nacelă de aeronavă și care funcționează în aer liber
      2. fără instrumentație în conducta de admisie a aerului
    3. abateri legate de motorul în sine și datorită acțiunii de reglare a acestuia
  2. exprimă aceste rezultate corectate în funcție de un parametru al motorului ales ca referință, cum ar fi:
    1. o viteză de referință (parametru de control)
    2. presiunea de referință (set de parametri)

Aceste corecții se aplică parametrilor contractuali, cum ar fi:

  1. împingerea;
  2. fluxul de combustibil;
  3. viteza caroseriei LP și HP pentru motoarele cu caroserie dublă;
  4. temperatura de admisie a turbinei, prea mare pentru a putea fi măsurată direct, înlocuită de măsurarea temperaturii gazului de ejecție numită EGT .

Fluctuațiile de performanță ale motorului pe bancul de testare au mai multe origini și sunt distribuite aproximativ după cum urmează peste o variație de 100%:

  1. 40% se datorează măsurătorilor fizice efectuate în bancul de testare;
  2. 30% se datorează corecțiilor făcute prin calcule;
  3. 30% sunt direct legate de capriciile producției de motoare.
Corecții la rezultatele brute ale testelor Corecția presiunii ambientale

Această corecție face posibilă aducerea valorii parametrilor de tracțiune și debit al combustibilului motorului testat la condiții standard de presiune ambiantă 1.013,25  hPa pentru a le compara cu limitele contractuale vândute producătorului aeronavei.

Corecția temperaturii camerei

Această corecție afectează viteza de rotație, temperatura EGT și parametrii debitului combustibilului prin coeficienți calculați dintr-un model teoretic al motorului și reglarea acestuia, ale cărui condiții de temperatură ambiantă sunt variate pe întreaga gamă de temperaturi susceptibile să apară. test de admitere.

Calitatea acestor coeficienți și, prin urmare, a corecțiilor făcute îndeaproape depinde de reprezentativitatea modelului (motor + reglare) utilizat pentru determinarea lor. Modelarea derulării ventilatorului în funcție de viteza corpului LP și a sistemelor variabile antrenate de reglare sunt decisive în obținerea unui model teoretic (motor + reglare) de înaltă calitate.

Corecția umidității

Prezența vaporilor de apă în aer modifică performanța motorului datorită diferenței de căldură specifică dintre aerul uscat și aerul încărcat cu vapori de apă, ceea ce necesită corectarea performanței în ziua testului, pentru a le readuce în aer uscat.

Corecțiile care trebuie aplicate parametrilor de presiune, viteză, debit de combustibil și EGT sunt determinate dintr-un model de motor al cărui conținut de vapori de apă este variat, de la 0% la saturație, prin menținerea constantă a temperaturii de intrare și a puterii motorului. Prin scanările succesive ale diferitelor turații ale motorului și ale punctelor de temperatură de admisie care pot fi întâlnite în testarea reală, se determină diferiții factori de corecție care vor fi aduși parametrilor motorului în funcție de nivelul de umiditate care va fi măsurat în timpul testului. " test real.

Corectarea condensului

În funcție de temperatura ambiantă și de gradul de umiditate din ziua testului motorului, manșonul de admisie poate fi sediul condensului atunci când local presiunea parțială a vaporilor de apă scade sub presiune.abur saturat: fenomenul este exoterm , apa renunță la căldură și, prin urmare, aerul ambiant vede creșterea temperaturii sale. La intrarea în FAN, există compresie, deci o creștere a temperaturii și evaporării, care ia energie de la motor. Această retragere de energie trebuie compensată prin măsuri corective care se referă doar la dieta corpului BP .

Corecția bancului de testare

Testele motorului efectuate în apropierea zonelor locuite generează poluare fonică de aceeași ordine cu zonele de apropiere de aeroport. Legislația care impune o limită puternică a poluării fonice obligă producătorii de motoare cu reacție să își efectueze testele într-o bancă închisă. Zgomotul este apoi limitat de configurația lor aerodinamică, care canalizează intrarea aerului și fluxurile de ejecție prin tuneluri echipate cu tratamente acustice ale pereților și având configurații verticale de intrare și ieșire. Din păcate, tracțiunea motorului nu mai este exact aceeași ca într-un banc de testare în aer liber pentru un debit de combustibil identic, deoarece fluxul de aer suplimentar care trebuie antrenat, legat de efectul venturi al colectorului de gaz al teancului de evacuare, necesită energie de la motorul și rezultatul final trebuie corectate prin calcul pentru a obține propulsia efectivă a motorului. Corecțiile efectuate sunt de ordinul 3% până la 10% în funcție de instalații.

Debitele de aer la intrarea motorului pot varia de la 80  kg / s pentru motoarele militare la 1.600  kg / s pentru motoarele subsonice cu forță mare, ceea ce generează debituri induse foarte variabile în funcție de teste.

Apoi se determină un factor de corecție pentru fiecare banc de testare închis prin evaluarea abaterilor de performanță date cu un banc de testare în aer liber folosind motoarele de referință utilizate în toate testele de certificare. Acest factor corectiv este apoi aplicat pentru fiecare motor de producție trecut la bancul de testare închis. Faza de testare pentru determinarea acestui factor corectiv se numește „corelație de bancă”. Această fază de corelație este obligatorie numai dacă aerodinamica internă a bancului de testare trebuie modificată semnificativ.

Corectarea instrumentelor de testare

Instalațiile de măsurare și control ale testelor induc abateri în răspunsul motorului și trebuie corectate în rezultatele finale pentru a obține performanța reală a motorului. Factorii corecți care trebuie aplicați rezultatelor testului sunt determinați prin calculul de la un model de motor a cărui funcționare este simulată cu și fără instrumentar.

Corelația Nacelle

Nacilele utilizate pentru testele de producție trebuie comparate cu cele utilizate pentru testele la sol ale motoarelor demonstrative utilizate pentru testele de certificare. Abaterile observate ca rezultat al testelor efectuate comparativ conduc la factori corecți care se aplică rezultatelor testelor fiecărui motor de producție.

Deriva de performanță a băncilor de testare

Pentru a determina o deriva lentă a instalațiilor de testare, se determină un coeficient de monitorizare care implică temperaturile de intrare și ieșire ale băncii, precum și combustibilul consumat în timpul testului. Apoi stabilim cantitatea de muncă oferită și, dacă este stabilă, înseamnă că banca de testare nu evoluează.

Calculele vitezei de referință

După efectuarea tuturor corecțiilor de instalare, parametrii contractuali ai motorului trebuie să fie reglați pentru fiecare punct de testare în raport cu viteza contractuală a TA vândută producătorului aeronavei. Tabelele de interpolare stabilite în timpul încercărilor la sol ale motoarelor demonstrative în timpul fazei de certificare sunt apoi utilizate.

Parametrii în cauză sunt presiunea, debitul de combustibil, temperatura EGT și viteza HP pentru corpurile duble.

Calculele impulsului de referință

Principiul este același ca și pentru revenirea la viteza de referință, dar este vorba doar de debitul de combustibil (util pentru calcularea SFC)

Efectuarea unui test motor Cronologia operațiilor

Operațiunile care trebuie efectuate pentru a pune un motor pe banca de testare sunt după cum urmează în ordine cronologică:

  1. Instrumentarea și alimentarea cu ulei apoi instalarea la punctul fix
  2. Ventilație uscată fără combustibil
  3. Începând apoi alergând
  4. Setări și controale
  5. Înregistrarea curbelor de performanță
  6. Protecție împotriva coroziunii și oprire
Urmărirea procesului

În timpul testului motorului, personalul responsabil ar trebui:

  1. monitorizați parametrii limitei de siguranță
    1. Dietele
    2. Temperatura turbinei
    3. Vibrații
    4. Temperaturile lagărului arborelui
    5. Presiunea uleiului și a combustibilului
  2. verificați toate modurile de funcționare ale motorului și verificați toți parametrii de toleranță
  3. verifica performanța în regimuri stabilizate și tranzitorii
  4. asigurați verificări la sfârșitul testului
    1. nivelul uleiului
    2. sigila
    3. indicatoare de uzură
  5. emite sancțiunea finală sub forma unui raport care va fi dat clientului și va servi drept dovadă în caz de uzură prematură a motorului odată ce acesta a fost aerisit (garanția producătorului).

În cazul unei anomalii, motorul nu este livrat clientului și merge la un lanț de spitale pentru a fi evaluat; revenirea la testarea producției se va face după tratarea completă a problemei.

Funcționare și întreținere

Odată ce motorul a fost vândut și primit de operator, durata de funcționare a acestuia începe și va fi punctată de operațiuni ușoare de întreținere preventivă și curativă sub aripă, precum și de operațiuni de întreținere grele în atelier pentru a permite o perioadă de utilizare. decenii.

Noțiuni generale

Iată câteva definiții ale unor concepte legate de funcționarea motorului

Eficiențe și costuri

Eficiența combină calitatea intrinsecă a materialului și costul de proprietate, care include:

  • costul inițial de achiziție
  • cost operational
  • costul întreținerii

Siguranță și securitate

Siguranța exprimă capacitatea echipamentelor de a-și asigura funcționarea nominală. Siguranța este capacitatea echipamentelor de a nu provoca daune oamenilor.

Disponibilitate

Disponibilitatea (D) exprimă faptul că un echipament este capabil, la un moment dat, să îndeplinească toate funcțiile pentru care a fost conceput.

Se face distincția între disponibilitatea aparentă și disponibilitatea reală. Deoarece controlul disponibilității complete nu este de obicei posibil, doar disponibilitatea aparentă este accesibilă.

Disponibilitatea poate fi evaluată luând în considerare media timpilor de bună funcționare (MTBF: Timpul mediu dintre defecțiuni) și media timpilor necesari pentru reparații (MTTR: ​​Timpul mediu de reparare).

Prin urmare, disponibilitatea poate fi obținută prin fiabilitate și prin mijloacele implementate pentru repararea echipamentului.

Fiabilitate

Fiabilitatea este capacitatea unui echipament de a îndeplini o funcție dată în condiții date pentru o anumită perioadă. Prin urmare, aceasta este probabilitatea unei funcționări fără probleme. Pentru a o defini, se face distincția între rata de daune L (Lambda) și MTBF (Timpul mediu între eșec).

Rata de daune L este procentul eșantioanelor din populația N care eșuează în timpul unității de timp x.

cu N1 = eșantioane la momentul t și N2 = eșantioane la timp (t + x)

MTBF este inversul ratei de daune:

Fiabilitatea este adesea exprimată în numărul de defecțiuni pe oră, de exemplu 1.10-6, ceea ce înseamnă că defecțiunea apare după 1 milion de ore de funcționare.

Rata de deteriorare a echipamentului se modifică în timp, indiferent dacă este vorba de componente mecanice sau electronice, în funcție de trei perioade distincte:

  • O primă perioadă destul de scurtă în care echipamentul suferă de eșecuri tinere
  • O a doua perioadă mai lungă în care rata daunelor este cea mai mică,
  • O a treia perioadă foarte scurtă cunoscută sub numele de „bătrânețe” în care rata daunelor crește semnificativ.

Mentenabilitate

Mentenabilitatea este capacitatea echipamentelor de a fi menținute în stare de funcționare. Componentele mentenabilității (funcționare, fiabilitate, demontare, testabilitate etc.) sunt, în general, determinate în timpul fazei de proiectare a echipamentului.

întreținere

Întreținerea poate fi definită ca toate mijloacele și acțiunile necesare pentru „menținerea” echipamentului în funcțiune.

Scoaterea unui motor, a unui modul sau a unui accesoriu major poate fi justificată prin 3 limitări:

  • potențialul dintre revizuiri
  • limita de viață a anumitor părți din ciclu
  • potențial calendaristic.

Potenţial

Potențialul între revizii (TBO = Time Between Overhaul) este perioada de utilizare permisă înainte ca o revizie majoră să fie necesară pe un motor, modul sau accesoriu major.

Potențialul unui motor sau modul este determinat pe baza testelor și experienței de sprijin. În general, este exprimat în ore de funcționare, dar și în ani pentru potențialele calendaristice existente pentru aceleași elemente.

Potențialul poate face obiectul unui program de extindere bazat pe expertiza motoarelor care ajung la sfârșitul potențialului.

Limite calendaristice

Acesta este timpul maxim disponibil după întoarcerea în serviciu pe o aeronavă după o revizie generală sau o reparație majoră.

Limite de utilizare

Pentru anumite elemente (de exemplu: rulmenți sau pinioane), există o limită de utilizare exprimată în ore sau ciclu independent de potențialul motor.

Contor potențial

La anumite motoare echipate cu un computer de reglare și monitorizare, este disponibilă o funcție de numărare a potențialului.

Această funcție ia în considerare turațiile motorului și temperatura turbinei în timpul funcționării sub aripă pentru a calcula ratele de oboseală pe ansamblurile rotative.

Durată de viață limitată

Unele componente ale motorului au o perioadă permisă de utilizare înainte de a fi retrase din service.

Această durată de viață este determinată de calcule și teste de susținere. Se exprimă în număr de ore de funcționare și în cicluri (1 ciclu = 1 pornire, 1 pornire, 1 oprire).

Buletine de servicii

Toate modificările aduse echipamentului sunt clasificate în funcție de metodele de aplicare și de gradul de urgență. Aceste modificări pot fi opționale, recomandate sau obligatorii.

Orice modificare face obiectul buletinelor de servicii emise de producător și aprobate de Serviciile Aeronautice Oficiale.

Operațiune

În exploatare, procedurile de conducere și gestionarea tracțiunii motorului sunt implementate de companiile aeriene pe baza recomandărilor producătorilor pentru a permite o degradare minimă a performanței, astfel încât operațiunile de întreținere care urmează să fie implementate să fie reduse la minimum pe o perioadă de timp.

Monitorizarea în timp real a performanței motorului este asigurată prin prelucrarea datelor trimise de aeronavă în timpul fiecăruia dintre zborurile sale.

O serie de limitări, dintre care unele sunt specifice fiecărui tip de motor, necesită monitorizarea operațională și înlocuirea anumitor piese cu o durată de viață limitată.

Proceduri de conducere

Procedurile de funcționare a motorului sunt definite de documentația oficială (manual de utilizare, manual de zbor etc.). Se face distincția între așa-numitele proceduri normale de conducere și cele de urgență.

  • Proceduri normale

Acestea definesc acțiunile de conducere pentru diferitele faze de funcționare: pornire, pornire, conducere în zbor, oprirea motorului, reaprindere, ventilație etc. În fazele ciclului în care puterea necesară de la motor este cea mai mare pe care o are accent pe management, după cum este necesar din motive economice. Procedura de reducere a tracțiunii la decolare a fost dezvoltată și este utilizată în mod constant ori de câte ori este posibil.

  • Proceduri de urgență

Acestea definesc acțiunile de conducere în condiții excepționale: oprirea motorului în zbor, defecțiuni ale sistemului, incendiu etc., făcând posibilă menținerea siguranței maxime a pasagerilor în modul de funcționare degradat.

Reducerea impulsului la decolare Introducere

Toate avioanele de transport comercial sunt construite cu un motor cu marjă de tracțiune excesivă pentru a îndeplini cerințele de certificare. Producătorul de aeronave și producătorul de motoare produc un ansamblu de aeronave plus motor pentru cele mai severe condiții (sarcină maximă, zi fierbinte, altitudine mare etc.) care pot fi întâlnite în misiunile care îi vor fi atribuite.

Prin urmare, în majoritatea condițiilor de utilizare a avionului, există o rezervă mare de forță pe care nu este util să o folosiți. Rezerva de tracțiune neutilizată în timpul decolării se numește DERAT și este exprimată cel mai adesea în% din tracțiunea maximă pe care o poate asigura motorul.

Această rezervă poate atinge mai mult de 25% din forța maximă în funcție de combinația aeronavă / motor și de condițiile de decolare ale zilei.

Managementul operațional al tracțiunii

Motoarele se deteriorează prin uzura mecanică și efectele termodinamice rezultate afectează eficiența și fluxul de masă. Funcționarea la tracțiune maximă nu are impact asupra tracțiunii, dar contribuie la reducerea considerabilă a marjei EGT. Acest lucru are consecințe directe asupra deteriorării performanței consumului de combustibil și asupra vieții sub aripă.

Din aceste observații, producătorii au dezvoltat principiul reducerii sau descreșterii tragerii în faza de decolare ca prioritate, principiu care constă în utilizarea numai a nivelului de tracțiune cerut de condițiile zilei, atâta timp cât decolare maximă încărcare.nu este atins.

Reducerea tracțiunii utile la decolare (vezi urcarea la nivelul de croazieră) are, de asemenea, un impact pozitiv asupra siguranței zborului prin reducerea probabilității de defecțiune cauzată de uzura prematură a motorului dacă este supus mai des ciclurilor (decolare, urcare, croazieră, reținere, aterizare) și la tracțiune maximă în anumite faze ale ciclului.

În timpul decolării

Decolarea unei aeronave comerciale urmează o procedură codificată în care caracteristici precum:

  • caracteristicile pistei (lungime, stare, altitudine etc.)
  • vremea locală
  • greutatea la decolare
  • etc.

sunt luate în considerare la reglarea motoarelor la decolare. Tracțiunea maximă autorizată va limita greutatea maximă la decolare în condiții de temperatură extremă și în condiții mai favorabile tracțiunea maximă nu va fi utilizată, lungimea pistei fiind în acest caz mai utilizată.

Conceptul de decolare la tracțiune redusă a fost dezvoltat de producători deoarece o relație strânsă între reducerea tracțiunii la nivelul strict necesar și beneficiile așteptate în ceea ce privește durata de viață sub aripă a fost demonstrată statistic într-o flotă. . De asemenea, se pare că acest lucru a avut un impact pozitiv asupra costurilor de întreținere.

Următoarele aspecte și concepte fac posibilă construirea procedurilor operaționale care vizează atingerea acestui obiectiv economic:

  • Managementul puterii motorului
  • Relația dintre push și marja EGT
  • Conceptul de marjă EGT la decolare
  • Efectul reducerii presiunii asupra temperaturii de decolare EGT
  • Relația dintre temperatura EGT la decolare și temperatura exterioară (OAT)
  • Efectul funcției de aer condiționat asupra temperaturii EGT
Definiții
  • Temperatura EGT

Temperatura EGT (temperatura gazelor de eșapament) este temperatura de intrare a turbinei sau imaginea acesteia deoarece, din cauza temperaturilor foarte ridicate, sondele sunt adesea plasate în aval într-o zonă mai rece.

  • Marja EGT la Decolare

Marja de decolare EGT este diferența dintre valoarea maximă certificată și cea mai mare valoare pe care o poate atinge motorul în timpul unei decolări de putere completă, în funcție de condițiile de presiune și temperatură ale zilei. Această diferență, care este semnificativă pentru un motor la începutul duratei sale de viață, tinde să fie mult redusă până când atinge o limită care necesită îndepărtarea și mersul la atelier pentru a lucra la piesele fierbinți.

Rata de deteriorare a acestui parametru determină timpul de funcționare sub aripă și, prin urmare, costul orar pentru companie.

  • Corelație puternică și temperatura EGT

Reglarea anumitor motoare face posibilă menținerea unei forțe constante la decolare într-un interval de temperatură ambiantă, în timp ce crește temperatura EGT și aceasta până la o temperatură limitată a aerului ambiant, dincolo de care împingerea scade în timp ce temperatura EGT este menținută. constant.

Tracțiunea maximă a unui motor este o caracteristică care îi este specifică, dar care depinde totuși de condițiile zilei (temperatură și presiune) și care este prevăzută pentru o temperatură maximă EGT pe care generatorul de gaz nu trebuie să o depășească în caz de deteriorare.

Utilizarea sau nu a opțiunilor de aer condiționat (sângerări) la decolare are un efect asupra temperaturii EGT. Utilizarea acestei opțiuni la decolare, care crește consumul de combustibil, mărește temperatura EGT pentru aceeași tracțiune solicitată.

Concept de reducere

Conceptul de reducere a tracțiunii la decolare poate fi realizat prin două metode:

  • primul, numit FLEX TEMP bazat pe utilizarea parametrului temperaturii aerului (OAT), care permite reglării să stabilească nivelul maxim de împingere.
  • al doilea se bazează pe utilizarea nivelurilor de împingere pre-programate pe care regulamentul le poate implementa.
Deteriorarea motorului

Toate părțile motorului, precum și componentele acestuia sunt supuse nivelurilor de solicitare rezultate:

  • viteze de rotație
  • temperaturi și presiuni interne ridicate

Acest lucru duce la solicitări mecanice, termice și aerodinamice puternice de două tipuri:

  • ciclice care depind de sarcinile maxime în timpul diferitelor faze ale ciclurilor de zbor
  • constante care depind de timpii de expunere la sarcinile la care pot fi supuse diferitele componente ale motorului

Nu toate piesele motorului sunt supuse acelorași constrângeri, deci beneficiul reducerii tracțiunii nu este același pentru fiecare dintre ele.

Limitări

Un motor este proiectat să funcționeze în anumite limite stabilite de producător: anvelopă de zbor, viteze, temperaturi, presiuni, factori de încărcare, timp etc.

  • Zona de zbor

Motorul este proiectat să funcționeze într-o gamă determinată de presiune și temperatură exterioară corespunzătoare misiunilor sale operaționale viitoare.

Altitudinea de zbor determină densitatea aerului și, în consecință, debitul care intră în motor, un debit care influențează performanța acestuia.

Creșterea vitezei avionului, care are ca efect creșterea eficienței propulsiei motorului, tinde să reducă forța atâta timp cât este insuficientă pentru a provoca o creștere a fluxului de aer de intrare prin efectul alimentării forțate.

  • Zona de domnie

Re-aprinderea în zbor după o dispariție este posibilă numai în anumite condiții de zbor (altitudine, viteză etc.).

  • Regimuri de operare

Vitezele diferitelor părți rotative ale motorului sunt supuse limitelor de amplitudine și durată pentru a proteja integritatea mașinii și pentru a permite o viață sub aripă compatibilă cu funcționarea.

  • Temperatura gazului

Limitele sunt impuse de rezistența părților fierbinți și în special a celor ale palelor turbinei. Pot exista mai multe limite: temperatura reziduală înainte de pornire, temperatura maximă la pornire, temperaturile maxime în zbor etc.

  • Limite circuit ulei

Sunt reprezentate de limitele de presiune, temperatură și consum; exemple: presiunea maximă a uleiului, presiunea minimă a uleiului, temperatura maximă a uleiului, temperatura minimă a uleiului pentru pornire, consumul maxim de ulei ...

  • Limitele circuitului de combustibil

Ele sunt în general reprezentate de limitele minime și maxime de temperatură și, în unele cazuri, de limitele de presiune ...

  • Limite electrice

Limite de tensiune a circuitului, limite de consum, limite de eșantionare ...

  • Limite de pornire

Un anumit număr de limite sunt asociate cu pornirea motorului: domeniul de pornire, limitele parametrilor (temperaturi, viteze etc.) și limitele de timp (timpul de pornire, timpul maxim de ventilație, timpul de stabilizare înainte de oprire, timpul de rotație automată la oprire ... ).

  • Diferite limite

Limite de eșantionare a aerului, limite de vibrații, limite de factor de sarcină ...

Defecțiuni

În timpul funcționării, turboreactoarele prezintă un anumit număr de defecțiuni care pot compromite mai mult sau mai puțin grav siguranța zborului. Aceste operații anormale pot fi de diferite tipuri, au cauze diferite și consecințe mai mult sau mai puțin importante.

Problemele care cauzează o funcționare anormală pot fi scurgeri (aer, ulei, combustibil), defecțiuni ale sistemului și ale accesoriilor, fenomene de cavitație în circuitele de înaltă presiune. Cauzele pot fi umane (întreținere), tehnologice (degradare mai mare decât se aștepta), externe (fulgere, impact).

Consecințele variază de la întârzierea la decolare până la oprirea motorului în zbor (decisă sau nu de echipaj). Evident, toate măsurile luate de producător mai întâi și de operator contribuie apoi la limitarea considerabilă a numărului de defecțiuni operaționale și la limitarea consecințelor, astfel încât viața pasagerilor să nu fie periclitată.

Scurgerile

Scurgerile de aer, combustibil și ulei sunt una dintre principalele cauze ale defecțiunii „motorului”:

  • scurgerile de aer cauzează anomalii de reglare, deșurubarea motorului, oprirea motorului și supraîncălzire;
  • scurgerile de combustibil cauzează, de asemenea, incendii sub capotă și scurgerea rezervorului;
  • scurgerile de ulei necesită oprirea motorului dacă nu sunt deteriorate lagărele arborelui și luminile de sub capotă sau în carcase;
  • scurgerile de combustibil în ulei provoacă incendii în incintă.

Marea majoritate a scurgerilor sunt cauzate de o operațiune de întreținere care a mers prost:

  • strângerea incorectă a armăturilor;
  • deteriorarea sigiliilor sau carcaselor;
  • nerespectarea procedurii de testare a scurgerilor.

Scurgerile apar în principal la fitinguri sau ca urmare a ruperii țevii din cauza oboselii prin vibrații sau uzurii din frecare.

Scurgerile între circuite între combustibil și ulei au consecințe grave care pot duce la incendiul motorului și la distrugerea pieselor interne (de exemplu, fuga de turbină LP și ruperea discurilor).

Defecțiuni ale sistemelor și accesoriilor

Prin proiect, defecțiunile sistemului și ale accesoriilor conduc în general la defectarea motorului fără deteriorări secundare sau chiar fără impact operațional.

  • dispariția;
  • pompare;
  • oprirea motorului comandată de echipaj în urma unei alarme;
  • modul de operare degradat.

Eșecurile de această natură sunt responsabile pentru aproape toate întârzierile și anulările zborului și o proporție mare de opriri în zbor (IFSD).

Aceste defecțiuni sunt, în general, corectate fără a scoate motorul, deoarece componentele acestor sisteme și accesorii sunt schimbabile pe motor sub aripă (Unitate înlocuibilă de linie).

Defecțiuni la circuitul de ulei

Circuitul petrolier este responsabil pentru majoritatea opririlor motorului în zbor comandate de echipaj. Aceasta se manifestă prin:

  • presiune prea mică a uleiului (adevărat sau fals);
  • o scădere a nivelului de ulei care are ca rezultat o oprire preventivă a motorului;
  • temperatura excesivă a uleiului;
  • înfundarea filtrelor.

Există mai multe cauze:

  • scurgeri externe (conducte) sau interne (incinte);
  • defectarea pompei de ulei (presurizare sau recuperare);
  • înfundarea circuitului;
  • indicație falsă.

Un defect particular numit „cocsarea circuitului uleiului” având pentru origine o degradare termică a uleiului duce la formarea de depozite mai mult sau mai puțin groase și în cantitate mai mult sau mai puțin mare în țevi și duze. Acest fenomen poate duce la o defecțiune a rulmentului fără avertisment.

Defecțiuni legate de combustibil

Turboreactoarele sunt proiectate și certificate pentru combustibilii care îndeplinesc specificațiile civile (ASTM sau IATA) sau militare (MIL, AIR etc.). Aceste specificații limitează anumite caracteristici fizice sau chimice, dar le lasă pe altele fără constrângeri speciale.

Prin urmare, rezultă că, chiar dacă îndeplinesc perfect aceleași specificații, combustibilii pot prezenta diferențe de calitate, uneori la originea defecțiunii motorului.

  • Rata aromatică în afara toleranței (> 20% sau chiar 30%) rezultând
    • umflarea articulațiilor
    • formarea cocsului pe capetele injectorului
    • flăcări foarte puternice ducând la supraîncălzirea mixerelor
  • Rata olefinelor în afara toleranței (> 5%) rezultând în formarea depozitelor sau a gingiilor „cauciucate”
  • Rata compușilor sulfuroși în afara toleranței (> 0,3%) care provoacă coroziunea palelor turbinei prin formarea acidului sulfuric
  • Conținut de mercaptan în afara toleranței (> 0,003%) provocând atacuri asupra acoperirii cu cadmiu și deteriorarea sigiliilor elastomerice
  • Presiunea vaporilor este prea mare (Max = 0,21 Bar la 38  ° C ) provocând
    • blocările de vapori prin acumulare de gaz
    • cavitația pompelor și a injectoarelor (de exemplu, motoarele CONCORDE OLYMPUS nu acceptau combustibil Jet B (RVP = 0,21 Bar și erau limitate cu combustibil Jet A și Jet A1).
  • Fluiditate în afara toleranței (temperatura de îngheț și vâscozitățile prea mari) rezultând în dezactivarea pompelor rezervorului, atomizare deficitară și, în consecință, aprinderea combustibilului din cameră.
  • Stabilitate termică în afara toleranței, rezultând în formarea de lac și înfundarea injectoarelor cu bonusul suplimentar al pierderii de eficiență a schimbătoarelor de căldură (combustibil / ulei)
  • Contaminare
    • prin particule solide (nisip, rugină, etc.), rezultând înfundarea filtrelor, uzura prematură a pompelor și un impact asupra stabilității reglării hidraulice a motoarelor de primă generație.
    • prin condensarea apei cu consecințele formării de microorganisme în rezervoare (coroziune), formarea cristalelor de gheață la temperatură scăzută și posibilități crescute de dispariție prin scăderea temperaturii flăcării.
  • Lubricitate mai mică datorită conținutului redus de sulf (caracteristică nespecificată)

Vedem că există un număr semnificativ de caracteristici fizice și chimice ale combustibilului care au un impact direct sau indirect asupra bunei funcționări a turboreactorului. Să vedem acum defecțiunile motorului asociate sistemului de alimentare cu combustibil și care au în principal consecințe asupra:

  • Generarea de combustibil rezultând
    • neaprindere la sol din cauza defecțiunii acționării pompei de combustibil
    • neaprindere în zbor prin pierderea eficienței volumetrice a pompei de combustibil HP (uzură) sau prin „blocare a vaporilor” la nivelul conductei de alimentare sau a șinei de injecție
    • o dispariție prin cavitație a injectoarelor în timpul coborârii sau o întrerupere a acționării pompei LP.
  • Reglarea injecției de combustibil cu posibile consecințe
    • o pompare
    • o dispariție
    • deșurubarea
    • instabilitate legată de anomaliile servo hidraulice datorate contaminării combustibilului

Vedem că utilizarea unui combustibil necorespunzător poate fi sursa mai multor defecțiuni care pot avea consecințe asupra siguranței zborului.

Defecțiuni reale sau suspectate ale motorului

Sistemul de pornire este o sursă de defecțiuni reale care afectează pornirea motorului și menținerea integrității acestuia de la primele rotații de rotație. Cele mai frecvente cauze sunt:

    • nedeschiderea supapei de aer de pornire în urma unei cauze electrice, mecanice sau pur și simplu de gheață care are ca rezultat neînceperea turbinei cu gaz.
    • eșecul închiderii supapei de aer a demarorului, care necesită oprirea motorului, deoarece există riscul supraîncălzirii motorului de pornire și a platformei.
    • ruperea eșantionului de testare (siguranță mecanică situată între demaror și ambreiajul motorului) a arborelui de acționare din motive de oboseală sau suprasolicitare din cauza dezechilibrului termic (după timpi de așteptare de neconformitate după oprirea motorului, partea superioară a motorului este mai fierbinte decât partea inferioară și deformările mecanice rezultate degradează echilibrarea părții rotative pentru timpul necesar omogenizării termice)
    • deteriorarea cutiei de viteze ca urmare a scurgerii de ulei din articulația rotativă sau defectarea oboselii carterului.
    • nereliberarea ambreiajului centrifugal care are ca efect acționarea demarorului de către motor și ca o consecință supraîncălzirea uleiului care poate declanșa un incendiu cu nacelă.

În plus față de aceste cauze legate direct de sistemul de pornire, există ruperi de discuri ale palei sau turbinei legate de rotația ansamblului ca urmare a oboselii accelerate pe piese cu durată de viață limitată sau FOD.

Sistemul de purjare a aerului este, de asemenea, o sursă de defecțiuni ale motorului ca urmare a:

    • o ruptură a unei conducte de prelevare a aerului cu consecința deteriorării cablurilor și a accesoriilor de sub capote prin explozia de aer fierbinte
    • o defecțiune a supapei de reținere „OPEN” care induce re-ingestia eșantionului „HP” prin intrarea IP (IN-FLOW-BLEED)
    • separarea prin pompare sau rotire a compresorului LP inducând pomparea compresorului HP (defecțiune critică la motoarele echipate cu un amplificator de eșantionare)

Inversorul de tracțiune poate penaliza puternic siguranța zborului în anumite faze prin desfășurarea sa prematură sau pierderea unuia sau mai multor capace mobile la sfârșitul cursei de desfășurare în urma unei defecțiuni a opririlor.

Anumite așa-zisele presupuse defecțiuni în urma unei alarme de pilot nefondate și neverificabile necesită o oprire controlată a motorului. Aceste informații, care nu au manifestări sensibile, cum ar fi vibrațiile sau focul motorului, necesită ca pilotul să aibă încredere în instrumentație.

Cele mai relevante alarme pentru conducerea motorului sunt:

    • temperatura și presiunea nivelului uleiului
    • indicatorul de colmatare a filtrului
    • temperatura turbinei
    • vitezele de rotație ale pieselor rotative
    • poziția DESCHIS sau ÎNCHIS a supapei de aer de pornire
    • poziția DEBLOCATĂ a inversorului de tracțiune

Oprirea motorului comandată de pilot în urma unei indicații de alarmă defectuoasă este o formă de EROARE MOTOR, deoarece poate avea consecințe asupra siguranței zborului.

Interferență electromagnetică

Reglementările electronice sunt sensibile la câmpurile electromagnetice, în funcție de spectru și puterea emisă. Cele două surse principale de emisie sunt fulgerul și radiația artificială, cum ar fi radarele primare și emițătoarele de frecvență radio.

Fulgerele pot avea două efecte principale:

  • un efect mecanic și un efect termic asupra elementelor metalice ale structurilor compozite (arsuri la punctele de impact, arcuri electrice și suprapresiune în cutii cu, în caz de protecție insuficientă, explozii din tancuri.
  • un efect electromagnetic care induce curenți în capac și conductori care nu sunt suficient de protejați, interferând cu informațiile electrice pe care le transportă.

Emisiile artificiale de radiații electromagnetice pot interfera, de asemenea, cu cablarea și computerele electronice atunci când protecția împotriva interferențelor este defectă.

Împotriva emisiilor artificiale de radiații electromagnetice, protecțiile furnizate sunt suficiente dacă ecranele sunt eficiente și sistemele sunt robuste la modificarea datelor.

Împotriva emisiilor naturale, cum ar fi fulgerele care pot atinge puteri mari, protecțiile pot fi doar fizice, deoarece pulsul fulgerului este foarte scurt, are șanse mici de a modifica informațiile transmise de sisteme.

Riscul este, în cele din urmă, de a întâmpina o emisie de energie care depășește nivelul celui luat în considerare în proiectare.

Fulger

Câmpurile electrice intense care se dezvoltă în nori de tip cumulonimbus sunt sursa de fulgere și fulgere când trece avioane prin ele. Datorită formei sale alungite, avionul amplifică câmpul electric la capetele sale, celula devine locul unei diferențe de potențial între nas și coadă care poate ajunge la zeci de milioane de volți. Când sunt atinse tensiunile de aprindere, un prim arc electric începe de la nasul avionului spre baza norului și câteva fracțiuni de secundă mai târziu, un al doilea arc începe de la coada avionului spre vârful norului.

În acest moment, un curent electric format din impulsuri scurte de câteva zeci de micro-secunde și o intensitate de câteva sute de mii de amperi se deplasează prin fuzelajul din exteriorul pielii sale. Interiorul cabinei fiind protejat de efectul Faraday al fuselajului metalic, ocupanții pot vedea efectele luminoase ale ionizării aerului în apropiere.

Cu toate acestea, curentul de trăsnet poate avea efecte directe și indirecte asupra aeronavelor și motoarelor. Efectele directe sunt cauzate de curentul permanent existent între impulsurile curente în timp ce efectele indirecte se datorează impulsurilor curente de intensitate foarte mare.

Efectele directe sunt daune mecanice, cum ar fi:

  • arde la punctele de intrare și ieșire ale arcului electric
  • nituie fuziunile prin eliberarea căldurii când curge curentul
  • perforarea capotei și deteriorarea termică, deoarece plasma fulgerului poate atinge temperaturi de câteva zeci de mii de grade
  • un arc electric în rezervoarele de combustibil cu risc de explozie dacă bogăția o permite

Efectele indirecte sunt perturbări electromagnetice legate de faptul că curentul de trăsnet poate fi asemănat cu o antenă care radiază două câmpuri perpendiculare între ele și pe direcția de propagare a acestora.

Câmpul electromagnetic generat excitat de curentul fulgerului, care este de natură impuls, se descompune într-un spectru de emisii radio de intensitate variabilă în proporție inversă cu frecvențele, ceea ce explică descărcările parazitare din receptorele cu unde lungi și absența perturbării receptori cu unde scurte.

Această emisie radioelectrică este capabilă să inducă curenți paraziți în cablurile electrice dacă nu sunt suficient protejați prin ecranare adecvată. Acești curenți paraziți pot fi cauza defecțiunilor în sistemele electronice de control.

Monitorizarea funcționării motorului în zbor

Parametrii de funcționare ai motorului necesari pentru pilotarea în condiții de siguranță sunt returnați în cabină, dar nu sunt meniți să permită întreținerea predictivă în timpul zborului sau după încheierea zborului.

A fost necesar să se dezvolte mijloacele tehnice pentru a monitoriza cât mai atent posibil abaterile motorului de la punctul său mediu de funcționare pentru diferitele faze ale zborului (Decolare, Ascensiune, Croazieră, Coborâre).

Acest mod de operare a permis o creștere a capacității de a prezice potențiale defecțiuni, făcând posibilă oprirea progresiei lor către defecțiuni reale.

Consecințele imediate ale acestui mod de procedare au fost o creștere a siguranței zborului și o optimizare a vieții sub aripă printr-o mai bună gestionare a depozitelor.

Obiective și metodologie

Principalele obiective ale monitorizării motorului în funcțiune sub aripă în timpul operațiunilor comerciale sunt:

  • o prelungire a duratei de viață sub aripă prin optimizarea depozitelor
  • costuri de întreținere reduse
  • prevenirea îmbunătățită a avariilor majore

Metodologia se bazează pe:

  • analiza abaterii parametrilor motorului, cum ar fi temperaturile, presiunile, în conformitate cu procesarea rapoartelor din sistemul de întreținere a aeronavei.
  • o prognoză de eliminare bazată pe potențialul rămas al pieselor motorului cu viață limitată (LLP), cum ar fi discurile de turbină de înaltă presiune și marja EGT rămasă.
Deteriorarea marjei EGT

Eficiența ciclului termodinamic al generatorului de gaz al unui turboreactor scade pe măsură ce se deteriorează în timpul utilizării sau brusc în timpul unei avarii. O scădere a eficienței legată de uzură are ca rezultat o creștere a consumului de combustibil și o creștere a temperaturii pentru același turație a motorului sau pentru a menține o tracțiune identică.

Temperatura EGT reflectă rata de degradare a pieselor fierbinți, iar monitorizarea acesteia pentru fiecare motor sub aripă permite:

  • pentru a identifica derivații anormale ale punctului de funcționare al pieselor fierbinți (care sunt cele mai constrânse în zbor)
  • pentru a estima potențialul de viață sub aripă fără îndepărtare (fie pentru primul echipament, fie pentru cele care au fost scoase pentru revizie)
  • să implementeze procedurile de întreținere sub aripă care vizează restabilirea marginii sau atenuarea degradării acesteia

Factorii care influențează deteriorarea marjei EGT sunt:

  • mediul motorului (nisip, grindină, cenușă vulcanică etc.)
  • raportul forței maxime utilizate în timpul decolărilor (declasare)
  • procedurile de întreținere utilizate în mod regulat pentru restabilirea marjei EGT (spălare cu apă, schimbarea sondelor de temperatură EGT etc.)
  • diferite cicluri de aeronave (picioare de zbor), în funcție de distanța scurtă, medie sau lungă
Parametrii monitorizați

Parametrii monitorizați în timpul zborului provin de la sistemul aeronavei și de la motor. Acestea sunt clasificate în trei categorii: obligatorii, recomandate și opționale.

Lista parametrilor principali înregistrați în timpul zborului:

  • Identificarea aeronavei, data, ora GMT
  • faza de zbor, altitudine, Mach, TAT
  • Aer condiționat și informații despre sângerare
  • parametrii de funcționare ai motorului: turații, temperatura EGT, consum de combustibil
  • configurația operațională a motorului, cum ar fi tipul de reglare și putere

Cei mai importanți parametri referitori la condițiile operaționale sunt:

  • faza de zbor
  • altitudine
  • Mach
  • TAT
  • Starea sângerării
  • Stare anti-gheață
Criterii de achiziție

Pentru a obține variații ale parametrilor monitorizați care sunt cât mai puțin poluați posibil prin funcționarea sistemului avion-motor, trebuiau definite criteriile de achiziție prealabile.

În principal, aceste criterii sunt:

  • condiții de zbor stabilizate cu accelerare automată în OFF dacă este posibil;
  • motoare în regim de funcționare nominal;
  • date înregistrate cu suficiente cifre semnificative;
  • un sistem de instrumentare calibrat periodic.
Criterii de stabilitate în croazieră

În achiziția automată, următoarele condiții trebuie menținute timp de cel puțin 12 secunde:

  • Altitudine peste 6000  m
  • Mach între 0,6 și 0,9
  • Variație TAT mai mică de ° C
  • Variația turației motorului mai mică de 0,4%
  • Variație de altitudine mai mică de 30  m
  • Sângerare stabilă
  • Nacelă și aripă anti-îngheț în OFF

În achiziția manuală, stabilizarea condițiilor de croazieră este necesară mai mult de 5 minute

Criterii de achiziție la Take OFF

Decolarea este o fază de zbor care impune constrângeri termice și mecanice foarte puternice asupra motoarelor. În plus, este o fază tranzitorie a zborului care are repercusiuni după decolare (de exemplu, discurile turbinei continuă să se extindă la câteva minute după revenirea motoarelor la putere redusă) care necesită în achiziția parametrilor să se ia următoarele măsuri de precauție:

  • Evitați să utilizați în analiza abaterii parametrii de la prima decolare a zilei sau de la decolare după o oprire a motorului mai mică de 4 ore
  • Înregistrați datele la momentul EGT maxim, care este variabil în funcție de tipurile de motoare
Evaluarea performanțelor

Obiectivul principal al monitorizării operațiunii în zbor este de a anticipa o îndepărtare a motorului înainte de începerea zborului sau de a identifica o avarie previzibilă în zbor care nu ar permite sfârșitul misiunii în condițiile așteptate sau mai rău, ceea ce ar pune sub semnul întrebării siguranța zborului.

Principiul este de a compara performanța măsurată în timpul zborului cu cea a unei baze de date care să rezume caracteristicile medii ale tipului de motor luat în considerare.

Diferențele observate între datele de zbor și valorile așteptate fac posibilă calcularea abaterilor din baza de date prin integrarea condițiilor operaționale ale zborului (altitudine, mach, TAT, efecte de sângerare a aerului condiționat)

Monitorizarea specială a presiunii uleiului permite detectarea timpurie a eventualelor defecțiuni ale lagărului.

Această monitorizare face posibilă, de asemenea, în cadrul zborurilor bimotoare (ETOPS), să se determine dacă marjele EGT și viteza compresorului la momentul respectiv sunt suficiente pentru a asigura misiunile. Abaterile de la acești parametri permit stabilirea limitelor de croazieră.

întreținere

General

Putem distinge trei moduri de întreținere:

    • întreținere cu limită de timp
    • întreținerea dependentă de stat
    • întreținere cu monitorizarea comportamentului.

Alegerea de a aplica unul sau altul dintre aceste moduri la unul sau mai multe elemente ale motorului rezultă din analiza preliminară a principalelor funcții ale motorului, rezultatele obținute în studiile de fiabilitate, teste speciale și, de asemenea, experiența dobândită în viața operațională.

Operațiunile de întreținere sunt descrise în documentația referitoare la motor:

    • Manual de întreținere,
    • Instrucțiuni de întreținere tehnică
    • Manual de revizie (reparare).

Întreținere cu limită de timp

În acest mod de întreținere, elementele sunt depuse la un termen fix și revizuite dacă mai există un potențial de viață rămas sau sunt retrase din serviciu dacă se atinge limita de viață.

Întreținere dependentă de condiție

Aceasta constă în efectuarea procedurilor de întreținere în funcție de starea elementelor și, prin urmare, monitorizarea degradării părților în cauză pentru a determina o intervenție cu privire la defectul observat. Acest lucru necesită mijloace de monitorizare, cum ar fi analiza chimică a uleiului sau inspecția vizuală printr-o metodă endoscopică ...

Întreținere cu monitorizarea comportamentului

Acest tip de întreținere se bazează pe monitorizarea permanentă a anumitor parametri semnificativi ai funcționării motorului pentru a permite detectarea timpurie a anomaliilor și pentru a aplica procedurile de întreținere corespunzătoare înainte de a se produce defecțiunea.

Etape de întreținere

întreținerea a fost împărțită în mai multe etape determinate în funcție de dificultățile intervenției, de timpul necesar efectuării intervenției și de considerațiile logistice și legislative.

Un exemplu comun de distribuție a nivelului este:

    • 1 st Echelon: Motor montat la bordul aeronavei (vizite, depozite ... LRU)
    • 2 nd Echelon: Motor eliminat din aeronavă (Eliminare - SRU instalare si module)
    • Al 3- lea Echelon: Motor scos și întreținere grea (intervenție pe module etc.)
    • Al 4- lea eșalon: revizie generală - Reparații (atelier specializat) - înainte de trecerea pe bancă de testare sub aripă
Tipuri de întreținere

Există în principal două tipuri de întreținere:

    • așa-numitele operațiuni de întreținere preventivă
    • așa-numitele operații corective

Întreținerea preventivă

Întreținerea preventivă include procedurile care trebuie efectuate în mod sistematic pentru a menține motorul în funcțiune în condiții optime de siguranță.

Programul de întreținere include așa-numitele proceduri de implementare, cum ar fi

    • inspecții înainte de zbor
    • vizite post-zbor
    • așa-numitele vizite periodice (50, 100, 400 ore).

Întreținere corectivă

Întreținerea corectivă include toate procedurile care trebuie efectuate în caz de incident, defecțiune, defecțiune etc. Acțiunile corective trebuie să permită repunerea motorului în funcțiune normală cât mai repede posibil. Acoperiri de întreținere corectivă: diagnosticarea defecțiunilor, verificări funcționale, verificări ale stării, îndepărtarea și instalarea elementelor, ajustări etc.

Proceduri de întreținere

Procedurile de întreținere specifice fiecărui motor au anumite părți comune, cum ar fi:

    • vizite tehnice curente
    • diferite controale și proceduri
    • îndepărtarea și remontarea modulelor sau elementelor
    • ajustări făcute static sau dinamic pe banca de testare sau sub aripă.

Implementarea procedurilor de întreținere

Putem menționa precauțiile obișnuite, cum ar fi:

    • respectarea zonelor periculoase,
    • măsurile care trebuie luate în caz de incendiu,
    • poziția dispozitivului (în raport cu vântul și instalațiile învecinate)
    • zona de aspirație
    • etc.

Vizite de implementare

Acestea sunt incluse în programul de întreținere de rutină. Distingem:

    • inspecția înainte de zbor
    • vizita post-zbor
    • vizita după ultimul zbor al zilei ...

În general, acestea se limitează la inspecții vizuale, în special la intrarea aerului și la evacuare.

Acestea se desfășoară în conformitate cu o anumită cale care permite verificarea maximului de elemente într-un mod rațional.

Punctul fix de control

Acest punct fix este realizat cu motorul sub aripă. Scopul său este de a verifica performanța și integritatea mecanică a motorului. Se efectuează la intervale regulate sau după schimbul de elemente sau în urma unei analize a eșecului. În unele cazuri, este completat de unul sau mai multe teste de zbor. Din motive economice, se încearcă reducerea duratei și a numărului de puncte fixe.

În timpul unui punct fix, trebuie luate precauțiile clasice de instalare; diferiții parametri ai motorului utilizați pentru a evalua starea motorului sunt înregistrate și înregistrate pe o foaie prevăzută în acest scop.

Vizite periodice

Acestea sunt vizite de întreținere care trebuie efectuate la intervale regulate. Acestea includ o serie de intervenții, cum ar fi:

    • inspecții vizuale
    • Vizite la filtre și dopuri magnetice pe circuitul de ulei
    • Probele de ulei pentru analize chimice și spectrografice

O vizită periodică este în general completată de un punct fix. Frecvența lor, care depinde de echipament, este de câteva ore sau zeci de ore (exemplu: vizitați 25 - 50 - 100 - 300 ore).

Vizitele pot fi efectuate într-un mod „blocat” sau „răspândit”.

Așa-numitele vizite „blocate” corespund executării tuturor operațiunilor unui tip de vizită la termenul indicat. În cazul vizitelor „eșalonate” (sau progresive), dispozitivul nu este imobilizat la ore fixe. Profităm de perioadele de non-activitate pentru a efectua progresiv toate operațiunile respectând totuși perioada pentru fiecare tip de intervenție.

Alegerea metodei de întreținere (blocată sau progresivă) este lăsată la inițiativa utilizatorului în conformitate cu criterii care îi sunt specifice.

Următoarea listă neexhaustivă oferă o idee despre ceea ce se poate realiza:

    • Verificări vizuale ale stării: admisie de aer, compresor, duză, fixări de cabluri, comenzi,
    • Verificări funcționale,
    • Inspecția filtrelor (indicator de înfundare, elemente etc.), - Inspecția dopurilor magnetice,
    • Prelevarea de probe de ulei pentru analiză,
    • Punct de control fix (parametri ...),
    • Nivele - posibil complet,
    • Endoscopie, vibrații, uzura materialelor abrazabile

Controale

Activitatea de întreținere se caracterizează și prin numeroase verificări funcționale sau de stare.

Mai jos este lista câtorva controale tipice:

    • Controlul puterii motorului (Verificarea asigurării puterii)
    • Control manual al rotației libere a ansamblului rotativ pentru a verifica dacă nu există frecare anormală
    • Controlul timpului de rotație automată (timpul pentru oprirea completă a ansamblului rotativ când motorul este oprit)
    • Verificarea jocului la capătul palelor turbinei
    • Controlul vizual al eroziunii compresorului cu scule
    • Inspecție vizuală directă (admisie de aer, evacuare, carcase, conexiuni, frânare, țevi, accesorii etc.)
    • Controlul endoscopic al stării părților interne
    • Controlul jocului
    • Controlul vibrațiilor
    • Controlul permeabilității (fluxul prin anumite elemente)
    • Verificarea scurgerilor
    • Controlul și detectarea fisurilor
    • Diverse verificări funcționale (utilizarea instrumentelor de testare).

Depozitare

Când, dintr-un anumit motiv, motorul nu trebuie să funcționeze pentru o anumită perioadă de timp, acesta trebuie protejat împotriva coroziunii prin aplicarea unei așa-numite proceduri de depozitare.

Această procedură depinde de poziția motorului (instalat sau nu pe aeronavă) și de timpul de oprire planificat.

În general, implică pornirea motorului cu un amestec de combustibil și ulei în timp ce pulverizați ulei de stocare în orificiul de admisie a aerului. La sfârșitul acestui punct fix de depozitare, toate deschiderile sunt blocate și motorul protejat prin orice mijloace (prelate, capote etc.).

Pentru imobilizarea sau transportul pe termen lung, motorul este îndepărtat și plasat într-un container special, adesea sub presiune și prevăzut cu desicanți.

Verificările periodice ale depozitării sunt prevăzute în instrucțiunile de întreținere.

Notă: În ceea ce privește transportul, trebuie luate măsuri de precauție pentru a nu deteriora motoarele prin șocuri sau vibrații excesive.

Spălarea compresorului

Printre cauzele îndepărtării premature a unui motor, cele datorate deteriorării compresorului prin eroziune sau coroziune sunt relativ frecvente.

Într-adevăr, fluxul de aer (în special compresorul) funcționează cu aer care poate fi încărcat cu elemente erozive sau corozive. De exemplu, eroziunea într-o atmosferă nisipoasă, coroziunea într-o atmosferă salină. În plus, fuziunea cu orice scurgeri determină înfundarea, ceea ce reduce performanța.

Pentru a spăla motorul, un amestec de apă și un produs de curățare sunt pulverizate în orificiul de admisie a aerului. Aceste proceduri de curățare se aplică fie în prevenire, fie după detectarea unei scăderi a performanței în timpul monitorizării motorului sub aripă.

Manualul de întreținere a motorului conține toate informațiile necesare pentru efectuarea acestor operațiuni de întreținere care, trebuie amintit, sunt de o mare importanță pentru a preveni desfășurarea deseori ireversibilă a procesului (murdărire sau coroziune).

Procedura de ingestie a corpurilor străine

Indiferent dacă este în zbor sau la sol, un motor poate absorbi diverse obiecte din fluxul de aer care pot deteriora compresorul și palele turbinei. Motorul este certificat pentru a rezista la injecția păsărilor calibrate, a grindinelor mici sau a apei în timpul decolării și aterizării.

La sol, cel mai adesea sunt obiecte lăsate lângă intrarea aerului și în zbor, este cel mai adesea întâlnirea cu păsările. Ingerarea corpurilor străine poate duce la deteriorări mai mult sau mai puțin grave care pot duce la vibrații semnificative, performanțe reduse și chiar oprirea motorului.

Când se observă ingestia, este recomandabil să verificați fluxul de aer și, în special, lamele compresorului (compresoarelor) și ale turbinei (turbinei). Soluția de întreținere depinde apoi de gradul de anomalie și de tipul motorului.

Proceduri de îndepărtare și instalare

Printre componentele motorului care pot fi înlocuite se numără cele care pot fi înlocuite online (sub aripă) și cele care pot fi înlocuite numai în atelier după scoaterea motorului.

Primele fac obiectul procedurilor pentru LRU (Linie înlocuibilă) și cele din urmă proceduri pentru SRU (Unitate înlocuibilă la magazin).

Modularitate

Modularitatea (design modular) face posibilă constituirea unui motor de elemente perfect interschimbabile numit Module pentru a simplifica operațiunile de întreținere pe o flotă de motoare identice.

Modularitatea permite o disponibilitate operațională mai mare și o reducere semnificativă a costurilor de întreținere.

Odată cu designul modular, noțiunea de potențial motor evoluează pentru a fi înlocuită cu cea a limitelor specifice fiecărui modul.

Separarea în module pre-echilibrate și pre-setate implică o gestionare mai greoaie, dar oferă posibilitatea unor module de înlocuire fără a returna motorul complet la fabrică.

Setări

Un motor trebuie să fie supus mai multor verificări înainte de a se monta sub aripă și să fie zbor bun . Acest lucru este cu atât mai adevărat când iese dintr-o operațiune de întreținere și, prin urmare, producătorii cu apariția unor noi reglementări de tip FADEC au profitat de ocazie pentru a integra un anumit număr de funcții permițând simplificarea considerabilă a reglajelor de reglare.

Depanare

Depanarea este ghidată de două imperative care sunt timpul de imobilizare a motorului și îndepărtarea „justificată” a elementelor. Procedura de depanare va depinde de anomalie și este dificil să se ofere o metodă care poate fi aplicată în toate cazurile. Cu toate acestea, se poate spune că cunoașterea materialului (cunoașterea constituției, funcționării și comportamentului) și o cercetare metodică contribuie la un diagnostic sigur și la o depanare rapidă.

Principiul general este de a defini în mod clar simptomul, de a-l interpreta și de a efectua diagnosticul într-un mod logic pentru a alege și aplica procedura care permite depanarea.

Procedura aleasă poate fi:

    • un decor
    • demontarea, curățarea, reasamblarea unui filtru înfundat
    • înlocuirea unei piese defecte sau la sfârșitul vieții
    • verificarea funcțională a motorului (punct fix)
    • etc.

Manualul de întreținere include tabele de depistare a defecțiunilor care enumeră cele mai frecvente cazuri de defecțiuni care pot fi întâlnite, dar cunoștințele despre funcționarea motorului rămân esențiale în majoritatea cazurilor.

Mijloace de întreținere

Mijloacele utilizate pentru efectuarea întreținerii sunt foarte diverse și următoarele sunt printre principalele:

    • analiza uleiului
    • controlul vibrațiilor
    • control endoscopic
    • raze X
Analiza uleiului

Circuitul uleiului de ungere este prevăzut cu filtre și dopuri magnetice care rețin anumite particule în suspensie. Cu toate acestea, uleiul ia și particule mici care nu pot fi reținute prin aceste mijloace convenționale, dar care pot fi detectate și măsurate prin analiza spectrometrică a uleiului. Rezultatele unei astfel de analize fac posibilă detectarea în avans a eventualelor defecțiuni și uzuri anormale.

Principiul analizei spectrometrice

Principiul de bază este de a observa raportul dintre viteza de uzură a pieselor și viteza de poluare a uleiului, deoarece cu cât este mai mare viteza de poluare, cu atât este mai mare pierderea de metal și, prin urmare, cu atât este mai mare riscul de rupere.

Parametrul determinant este deci nu numai concentrația măsurată la un moment dat, ci și, mai ales, creșterea ratei de poluare.

Spectrometrul, care constă din doi electrozi, unul fix și unul care se rotește în uleiul care urmează să fie analizat, permite datorită diferenței de potențial dintre cei doi electrozi să vaporizeze uleiul care eliberează electroni provocând o undă de lumină captată de un sistem optic care îl difractează în raze elementare corespunzătoare metalului utilizat.

Principiul ferografiei

Este o tehnică de laborator care separă particulele conținute într-o probă de ulei prin acțiunea unui câmp magnetic puternic.

aceste particule sunt apoi supuse diferitelor proceduri:

    • Examinarea particulelor (vizuale sau / și microscopice)
    • Numărare după mărime (manuală sau automată)
    • Analiza după încălzire

Din indicațiile furnizate, este posibil să se definească elementul în cauză și tipul de uzură întâlnit. Rezultate interesante sunt astfel obținute în domeniul supraviețuirii lagărelor (fisuri de oboseală care generează așchii în formă sferică).

Eficacitatea diferitelor metode

Aceste metode sunt complementare și este adesea necesar să le folosim împreună pentru a obține o monitorizare perfectă a unui anumit material. Diferitele modele de uzură generează particule de dimensiuni și forme diferite și fiecare metodă are o eficiență maximă pentru anumite dimensiuni ale particulelor: de exemplu, analiza spectro este eficientă numai pentru particulele mai mici de 15 microni, dopul magnetic este potrivit în special pentru particulele de la 100 la 300 microni . Unul dintre principalele avantaje ale ferografiei este de a umple golul dintre aceste 2 metode, permițând colectarea și analiza particulelor de la 15 la 100 microni.

Aceste metode uneori foarte sofisticate nu ar trebui să ascundă mijloacele tradiționale de evaluare efectuate „in situ”. Acestea sunt proceduri comune de întreținere care necesită supravegherea și experiența mecanicului:

    • Examinarea filtrelor
    • Examinarea capacelor magnetice
    • Verificarea uleiului (culoare, miros etc.)
    • Verificarea jocurilor
    • Verificarea zgomotelor (zgomote anormale)
    • Diverse verificări vizuale
Controlul vibrațiilor

Având în vedere vitezele de rotație ridicate, orice dezechilibru al ansamblului rotativ poate, dacă depășește un anumit prag, să aibă consecințe nefericite din cauza vibrațiilor generate. Ar trebui să se asigure că aceste limite nu sunt depășite în timpul funcționării.

Orice deformare sau deteriorare a ansamblului rotativ rezultând vibrații, monitorizarea amplitudinii acestor vibrații poate permite detectarea timpurie a unei anomalii.

Măsurarea vibrațiilor se efectuează folosind senzori amplasați în vecinătatea ansamblului de verificat. Senzorii utilizați sunt de tip electromagnetic sau piezoelectric.

Automobilistul definește valorile limită și acțiunile care trebuie întreprinse (înlocuirea rulmentului, nivelarea rotorului sau chiar înlocuirea motorului complet).

Controlul endoscopic

Inspecția endoscopică permite examinarea vizuală a pieselor interne prin deschideri mici, fără demontare.

Principiul endoscopului

Se compune dintr-un baston echipat cu fibre optice care conduc lumina și un sistem de viziune format din lentile. Lumina care vine de la un generator este rece și rezistentă la explozii, ceea ce permite controlul într-un mediu exploziv.

Pentru control, tija este introdusă prin orificii prevăzute în acest scop în diferite puncte ale motorului. Mișcarea și orientarea tijei permit observarea părții complete.

Control radiografic

Radiografia poate fi utilizată ca mijloc de testare nedistructivă, iar metoda preconizată, de tip radiografie gamma, permite inspecția fără a efectua nicio îndepărtare.

Radiografia gamma combină utilizarea radioactivității și a fotografiei. O sursă de raze γ trece prin partea de examinat care absoarbe o parte din radiație. Radiația rezultată impresionează filmul fotografic care prezintă defectele piesei.

Poluarea generată de reactoare

Poluare fonică

General

La decolare, zgomotul generat de un turboreactor este considerabil, în special pentru un singur debit și un debit dublu cu post-combustie. Zgomotul este cu atât mai important cu cât viteza de ejecție este mare, ceea ce este cazul motoarelor care echipează avioane de luptă.

Turboreactorul este principala sursă de poluare fonică a aeronavelor, dar nu singura. În Clapele și trenul de aterizare au un impact semnificativ asupra decolare și aterizare. În plus, chiar dacă se estimează că mai puțin de 10% din perturbațiile acustice se datorează aeronavelor, turboreactoarelor și, în general, motoarelor aeronavelor, generează sunete de frecvență foarte scăzută, care sunt slab atenuate de distanță și pereți. Case moderne. Cu toate acestea, s-au făcut progrese semnificative în ultimii 50 de ani, deoarece nivelul de zgomot al avioanelor a scăzut cu mai mult de 10  dB atât în ​​timpul decolării sau al apropierii, cât și în zbor.

Atenuarea poluării fonice

Turboreactorul generează două tipuri de zgomot: cel datorat ejectării gazelor și cel indus de interacțiunile dintre lamele rotative și diferitele conducte. Al doilea devine predominant față de primul în timpul fazelor de decolare sau de apropiere. Întrucât scopul este de a reduce emisiile de zgomot în zonele locuite, studiile se concentrează, prin urmare, pe reducerea acestui al doilea tip de zgomot.

Unul dintre cele mai cunoscute programe care vizează reducerea emisiilor de zgomot de la turboreactoare este proiectul european „  Resound  ” de absorbție acustică activă. Principiul proiectului este de a crea o undă cu aceeași structură spațială - adică cu aceeași frecvență , cu aceeași amplitudine și cu aceeași directivitate - ca zgomotul de linie al ventilatorului, dar defazat cu 180 ° . Pentru aceasta, un mod acustic identic cu modul de interacțiune este generat grație unei grile de control formate din tije radiale. Deși nivelul acustic al armonicilor este crescut datorită creării de noi sunete de interacțiune, câștigul fundamental atinge 8  dB .

Alte proiecte mai recente, cum ar fi „LNA-2” pentru aeronave cu zgomot redus 2 , se concentrează mai mult pe radiațiile acustice din aval. A început înianuarie 2005, programul se bazează pe o caracterizare experimentală și numerică pentru a reduce efectele acestei radiații.

Poluarea atmosferică

General

Emisiile de poluanți provenite din arderea kerosenului sunt una dintre problemele majore ale motorului cu turboreactor preluate „cap la cap” de către ingineri. Cu toate acestea, acestea trebuie puse în perspectivă, deoarece traficul aerian reprezintă doar 5% din emisiile poluante din vecinătatea caselor, iar emisiile de CO 2 contribuie doar cu 2% la efectul de seră al Pământului. Efectele contrailelor sunt în esență cristale de gheață generate de vapori de apă, produse în sine de combustia kerosenului și cristalizate de frig .

Cu toate acestea, poluarea aerului la altitudini mari ar putea avea un impact mult mai mare asupra mediului și în special asupra subțierii stratului de ozon . De fapt, 75% din emisiile provenite de la turboreactoare apar în timpul zborului de croazieră în troposferă și în stratosfera inferioară .

Produse de ardere

Printre produsele de ardere legate de funcționarea turboreactoarelor, există două gaze toxice:

  • monoxid de azot la temperaturi ridicate;
  • monoxid de carbon când motorul este la ralanti.

Problemele de combustie care trebuie rezolvate sunt legate de următoarele moduri de operare ale turboreactorului:

  • la ralanti este necesar să aveți o bogăție ridicată pentru a crește turația de reacție a motorului și temperatura de funcționare;
  • la accelerație maximă, bogăția trebuie redusă pentru a reduce temperatura și a obține un câștig;
    • privind poluarea cu vapori și monoxid de azot,
    • la temperaturile pereților interiori ai motorului,
    • în omogenitatea temperaturilor gazelor de ejecție.

Pentru a reduce poluarea, acționăm pe diferite axe la nivelul camerelor de ardere:

  • arderea etapizată utilizând o cameră cu două capete;
  • geometrie internă variabilă.

Note și referințe

  1. Brevetul Maxime Guillaume, nr .  534 801.
  2. „  Brevet de invenție - Propulsor prin reacție la aer  ” , la Oficiul Național pentru Proprietate Industrială .
  3. (ro) Kendall F. Haven (2006) , cele mai mari 100 de invenții științifice din toate timpurile , Cum a fost inventat motorul cu reacție ?, P.  225-226 .
  4. (ro) Mary Bellis, „  Jet Engines - Hans von Ohain și Sir Frank Whittle - The History of the Jet Engine  ” , pe About.com (accesat la 16 august 2009 ) , p.  1.
  5. (în) „  Junkers Jumo 004 B4 Turbojet Engine  ” pe Muzeul Național al Aerului și Spațiului (accesat la 16 august 2009 ) .
  6. (ro) Klaus Hünecke (1997) , Motoare cu reacție: fundamentele teoriei, proiectării și funcționării , Turbine Aircraft Engine, cap.  1, p.  3 .
  7. (în) „  History of Jet Engines  ” despre oamenii de știință și prietenii (accesat la 16 august 2009 ) , p.  1 la 5.
  8. „  Bell P-59 Airacomet: False First Jet al USAAF  ” , pe Legendary Aircraft (accesat la 25 august 2009 ) .
  9. „  Ryan FR-1 Fireball: The US Navy's Hybrid Fighter  ” , pe Legendary Plane (accesat la 25 august 2009 ) .
  10. "  North N. 1500 Griffon: a French ramjet too early  " , pe Legendary Airplane (accesat la 25 august 2009 ) .
  11. (în) „  McDonnell F-4A Phantom II„ Sageburner ”  „ pe National Air and Space Museum (accesat la 16 august 2009 ) .
  12. (în) „  De Havilland Comet  ” , pe Century of Flight (accesat la 16 august 2009 ) .
  13. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , cap. 6 - Câteva figuri caracteristice, p.  38-40 .
  14. Thrust SSC, Sport Auto , numărul 430, noiembrie 1997, p.  10-11 .
  15. Patru producători de motoare unul lângă altul
  16. „  Avioane cu mai mult de 150 de locuri: cine împiedică ce?  „ Air & Cosmos , nr .  2176S,12 iunie 2009, p.  102.
  17. (în) „  Cum funcționează un motor cu reacție?  „ Pe About.com (accesat la 16 august 2009 ) .
  18. „  Microturbo - Safran Group  ” , pe microturbo.com (accesat la 25 august 2009 ) .
  19. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , cap. 2 - Diferitele tipuri de propulsoare și împingerea lor, p.  8 .
  20. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , cap. 5 - Materiale, proiectare mecanică și fabricarea turboreactoarelor, p.  32-34 .
  21. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , cap. 3 - Principiul de funcționare al motorului turbojet, p.  12-15 .
  22. „  Goblin Reactor  ” , despre Forțele Aeriene Canadiene (accesat la 24 august 2009 ) .
  23. Daniel Vioux, „  Elements of a turbojet  ” (accesat la 5 noiembrie 2015 ) .
  24. Patrice Guerre-Berthelot , 70 de ani de avioane cu reacție , Rennes, Marines éditions) ,noiembrie 2010, 96  p. ( ISBN  978-2-35743-062-4 ) , p.  22.
  25. "  Sistemul de propulsie al unei aeronave  " (accesat la 18 august 2009 ) .
  26. "  Turbofan  " (accesat la 18 august 2009 ) .
  27. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , Cap. 3 - Principiul de funcționare al motorului turbojet, p.  25 .
  28. Jean-Claude Thevenin (2004) , Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , cap. 3 - Principiul de funcționare al motorului turbojet, p.  26 .
  29. (în) „  Cum funcționează un postcombustibil?  » , Pe Cum funcționează lucrurile? (accesat la 15 august 2009 ) .
  30. „  Sisteme de control al inversorului de tracțiune  ” , pe Messier Bugatti (accesat la 19 august 2009 ) .
  31. "  The Thrust Vector  " pe légendaire.net Jet (accesat la 19 august 2009 ) .
  32. (în) „  Unități de alimentare auxiliare  ” , de pe NASA (accesat la 19 august 2009 ) .
  33. „  Studiul zgomotului unui motor turboreactor  ” (accesat la 30 august 2009 ) .
  34. "  Simulare numerică a fluxurilor și aeroacusticii  " , pe ONERA (consultat la 30 august 2009 ) .
  35. „  zgomotul ventilatorului în aval de un motor turboventilator  ” , pe ONERA (consultat la 30 august 2009 ) .
  36. „  Mediul înconjurător - Poluare  ” [PDF] , pe ACIPA (accesat la 30 august 2009 ) .

Anexe

Bibliografie

  • R. Kling, Termodinamică generală și aplicații , Paris, Éditions Technip,1967( OCLC  19286332 )
  • R. Ouziaux & J. Perrier, Mecanică aplicată, Volumul 1, Mecanica fluidelor , Dunod ,1958
  • R. Ouziaux & J. Perrier, Mecanică aplicată, Volumul 2, Termodinamică , Dunod ,1958
  • Jacques Lachnitt, Mecanica fluidelor , PUF care sais-je?
  • R. Comolet, Mecanica experimentală a fluidelor, Volumele 1, 2 și 3 , Masson,1969
  • G. Lemasson, Mașini de transformare a energiei , Delagrave,1963
  • R. Vichnievsky, Termodinamica aplicată mașinilor , Masson,1967
  • V. Bensimhon, Operațiunea fără adaptarea turbomachinelor , Masson,1986
  • (ro) Kendall F. Haven, 100 de invenții științifice din toate timpurile , Libraries Unlimited,2006, 333  p. ( ISBN  978-1-59158-264-9 , citit online )
  • (ro) Klaus Hünecke, Jet Engines: Fundamentals of Theory, Design and Operation , Zenith Imprint,1997, 241  p. ( ISBN  978-0-7603-0459-4 , citit online )
  • Jean-Claude Thevenin, Turboreactorul, motorul avioanelor cu reacție , Association Aéronautique și Astronautique de France,2004, 46  p. ( citește online )
  • Serge Boudigues, The turboreactoarelor , Dunod ,1970, 112  p.
  • Gilbert Klopfstein, Înțelegerea avionului (volumul 3) , Cépaduès,2008, 256  p.
  • J. Découflet, Aerotermodinamica turbomachinelor , curs ENSAE
  • Alfred Bodemer , Turbomachine aeronautice globale , Paris, ediții Larivière, col.  „Docavia” ( n o  10)1979, 255  p. ( OCLC  37145469 )
  • Alfred Bodemer și Robert Laugier, ATAR și toate celelalte motoare cu reacție franceze , Riquewihr, Éditions JD Reiber,1996, 335  p. ( ISBN  978-2-9510745-0-7 , OCLC  41516392 )
  • Lehmann și Lepourry, Turbojet Technology , Toulouse, ENAC,nouăsprezece optzeci și unu, 323  p. ( OCLC  300314006 )

Articole similare

linkuri externe