Proudový

Proudový je pohonný systém , který transformuje potenciál chemické energie obsažené v palivu, který je spojen s oxidačním činidlem, které je okolní vzduch, na kinetickou energii takže je možné vytvořit reakční síly v stlačitelného média v opačném směru k vyhození.

Tento typ motoru se používá hlavně na letadlech komerčního nebo vojenského typu. Tah Výsledky se generují z zrychlení určitého množství vzduchu mezi vstupní (přívodní vzduchové trysky) a výstup (vstřikovací trysky). Za účelem vstřikování dostatečného množství hmotnostního vzduchu je přívodním kompresorem zajištěno zvýšení tlaku při přibližně konstantní rychlosti. Významné uvolnění energie je pak způsobeno spalováním paliva, obvykle petroleje , v kyslíku vzduchu, který prochází strojem. Část vyrobené energie je rekuperována turbínou na výstupu ze spalovací komory k pohonu určitého příslušenství, včetně kompresoru umístěného těsně za vstupem vzduchu. Druhá část horkého proudu (přidaného nebo nepřipojeného k studenému proudu v závislosti na typu reaktoru) vytváří tah expanzí v ejekční trysce.

Všeobecné

Princip proudového motoru je již stanovena ve druhé polovině XIX th století, ale od poloviny XX th století, že náklady / účinnost proudového motoru dělá to obzvláště atraktivní dopravní letadla letící v oblasti vysokých podzvukových ( mezi Mach 0,7 a 0,9), proto jeho použití v civilních letadlech, s Airbus A3XX , Boeing B7xx rodiny , atd.

Díky adaptacím vstupních trysek k absorpci rázových vln v nadzvukovém letu a schopnosti generovat ejekční rychlosti vyšší než je rychlost zvuku při opětovném zahřívání plynů následným spalováním , jsou schopny pokrýt letové rozsahy od podzvukové po nadzvukovou . Používají se například na bojových letadlech ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon atd.).

Turbojetový průmysl je významným odvětvím civilního a vojenského letectví, což z něj činí důležitý faktor technologického rozvoje a silný ekonomický motor pro velké množství průmyslových a komerčních podniků. Jedná se o špičkovou technologii, která stojí na křižovatce důležitého vývoje v oborech, jako je metalurgie, elektronika, IT, spolehlivost atd., A v důsledku toho velký uživatel aplikovaného výzkumu. Rovněž je nepřímo ve Francii faktorem autonomie v oblasti obrany.

Historický

Preambule před druhou světovou válkou: průkopníci

První proudový motor postavil a na letecké show v roce 1910 představil jako „turbovrtule“ Rumun Henri Coandă . Při pozemní zkoušce jeho vynálezce a pilot, překvapený svou silou, přerušil motor, ale setrvačnost, mnohem větší než u vrtulového motoru , způsobila, že letadlo tak či tak vzlétlo, poté, zbavené pohonu, přistalo náhle a částečně hořel. Coandă se vrací k pohonu vrtule , ale pokračuje ve studiu a jeho dobrodružství bude u zrodu objevení Coandăova efektu .

Motor Coandă nejprve inspiroval francouzského Maxime Guillaume , který jako první zařadil soubor3. května 1921, patent na "pohon reakcí na vzduch", patent, který získává 13. ledna 1922. Po ní však nebude následovat žádná konstrukce, protože by to vyžadovalo důležité technické pokroky v oblasti kompresorů a materiálů.

Ve třicátých letech minulého století navrhl nové proudové motory, zhruba současně, ale nezávisle, Frank Whittle v Anglii a Hans von Ohain v Německu . Whittle, letecký inženýr, vstoupil do královského letectva v roce 1928 a jako pilot zahájil první lety v roce 1931 . Ve věku 22 let si poprvé představil pohonné letadlo bez vrtulí a neúspěšně se pokusil získat finanční podporu od armády na rozvoj jeho myšlenky. Poté při vývoji tohoto motoru trval sám a představoval si použití dvou turbín, jedné na vstupu, která přivádí vzduch do spalovací komory a druhé, aby směšovala palivo se vzduchem.

V roce 1935 postavil díky soukromým darům první proudový prototyp a otestoval jej na zkušebním stavu vDubna 1937. W.1 , první proudový pro malé experimentální letadlo, byl vydán dne July 7 , 1939společnosti Power Jets Ltd. , se kterými je Whittle spojen. vÚnor 1940je společnost Gloster Aircraft Company vybrána pro vývoj letadla poháněného W.1. „ Pioneer “ tak uskutečnil svůj první let15. května 1941.

Von Ohain má doktorát z fyziky na univerzitě v Göttingenu v Německu. Výrobce letadel Ernst Heinkel vyzval univerzitu, aby vyvinula nový typ leteckého pohonu. V reakci na tuto výzvu Von Ohain přijal myšlenku na motor, jehož spalování probíhá v nepřetržitém cyklu, a v roce 1934 podal patent na pohonný motor podobný Whittleovi na výkresu, ale odlišný na vnitřních částech motoru. Von Ohain letěl s prvním proudovým motorem na Heinkel He 178 v roce 1939 , prvním letounem navrženým k pohonu tímto typem motoru.

Kolem druhé světové války

První proudové motory navržené Whittle a Von Ohainem byly navrženy pomocí technologie odstředivého kompresoru . Nevýhodou těchto proudových motorů je požadavek, aby motor s velkým průměrem mohl správně stlačovat vzduch na vstupu proudového proudu, což zvyšuje průměr jejich trupu a penalizuje jejich výkon, zejména maximální rychlost. V roce 1940 , Anselm Franz vytvořil proudový motor založený na principu axiálních kompresorů, přední část, která byla mnohem menší a účinnost lepší. Junkers Jumo 004 se tak stalo v roce 1944 , a to nejen první moderní proudový motor, ale také první masově vyráběný.

První sériově vyráběné proudové letouny byly stíhací bombardéry , jako Messerschmitt Me 262 Schwalbe , poháněné Jumo 004A, používané na konci druhé světové války . Jejich konstrukci usnadňuje protáhlý tvar a malý průměr axiálních proudových motorů. Po válce se proudové motory rozšířily jak ve vojenském, tak v civilním letectví, stejně jako turbovrtulové motory určené k pohonu vrtulí, konstruované na velmi podobné technologii. Spojenci staví velké množství nových proudových motorů, Me P.1101 (in) je pravděpodobně nejpokročilejší.

Tito první lovci budou přesto penalizováni křehkými motory a krutým nedostatkem energie. Bell P-59 Airacomet první jet stíhací letoun navržený ve Spojených státech , nebyl nikdy zapojen do bojových misích, protože jeho neuspokojivý výkon (poddimenzované, trochu manipulovatelný při nízké rychlosti, atd.). Již v roce 1945 se objevil první „hybridní“ letoun. Tato zařízení, jako je Ryan FR Fireball , jsou skutečně poháněna proudovým motorem a pístovým motorem . Některá letadla jsou dokonce vybavena motorovými reaktory , které umožňují spojit pístový motor s proudovým zárodkem. Kromě toho bude pátrání po stále vyšších rychlostech počátkem 60. let nové hybridizace: proudového motoru spojeného s ramjetem . Na tomto principu funguje Nord 1500 Griffon II . Turbojet pracuje na vzletu, zatímco ramjet převezme během cestovního letu.

Následný neustálý vývoj proudových motorů se stal hlavním problémem, a to jak vojenským (z hlediska obrany, útoku a odstrašujících sil), tak i civilním. Navržený McDonnell Douglas se F-4 Phantom II je vojenská letadla US nejdůležitější z XX th století a bojovníka západní bylo nejvíce vyráběné od korejské války . Je poháněn dvěma proudovými motory General Electric J79 a je jedním z mála letadel známých svou životností a schopnostmi mise. Z civilního hlediska je De Havilland Comet prvním komerčním letounem poháněným proudovými motory. Byla zahájena v roce 1949 a zůstala známá řadou leteckých nehod, které zdůraznily fenomén strukturální únavy v letectví.

1950 - 1980: hledání výkonu

Hledání vyššího výkonu z hlediska tahu je v zásadě zaměřeno na dvě cesty: zvýšení kompresního poměru - odstředivé kompresory a první axiální kompresory stěží dosáhnou poměru 6 - a zvýšení teploty. Ve Spojených státech vyvinula v roce 1953 společnost General Electric model J79 , jehož kompresor měl 17 stupňů, přičemž 6 statorů mělo proměnlivou incidenci. Ten bude vyroben v 16 500 kopiích. V roce 1949 společnost Pratt & Whitney vyvinula první dvouhlavňový reaktor, který vedl k vývoji vojenské J57 používané na Boeingech B-52 a KC-135 a Douglas Skywarrior .

V civilním sektoru to bude pod názvem JT3C původní pohonná hmota pro Boeing 707 a Douglas DC-8 a celkem se vyrobí ve 21 200 kusech. Ve Velké Británii vyvinul Bristol od roku 1949 Olympus podobné technologie. Zpočátku poskytne tah 5 000 daN, v roce 1957 dosáhne přibližně 6 000, v roce 1960 téměř 8 000 a nakonec 9 000 daN . Vybaven dodatečným spalováním se stane pohonnou látkou Concorde s nominálním tahem 17 240 daN .

Ve Francii Snecma vyvíjí řadu Atar , která vyvrcholí 9C při 6400 daN a bude vybavena Mirage III a 5 . Nakonec SSSR vyrobil Mikulin AM-5 , AM-9 a RD-9, které byly vybaveny stíhačkami MiG-19 a Jak-25 . Bombardéry Tu-16 a civilní transport Tu-104 jsou vybaveny AM-3 (en) vyvinutým společností Mikouline, která, i když využívá unibody technologii, dosahuje téměř 10 000 daN .

Olejový šok

Kromě Concorde jsou nadzvuková komerční letadla omezena na podzvukovou rychlost . Zvýšení tahu je proto nutné pouze k pohonu těžších a těžších letadel. Po ropovém šoku se výzkum zaměřuje na motory, jejichž měrná spotřeba - poměr mezi spotřebou paliva a získaným tahem - je co nejnižší. Ukazuje se, že mezi třemi hlavními výrobci motorů - Rolls-Royce ve Velké Británii, Pratt & Whitney ve Spojených státech a CFM , konsorcium mezi americkým General Electric a francouzským Snecma - je velmi silná konkurence - a to tím více protože Boeing nebo Airbus ponechávají výběr pohonných hmot na leteckých společnostech. Vývoj se proto týká hlavně nového typu proudového motoru, turbofanového nebo obtokového proudového motoru, který lze považovat za prostředníka mezi proudovým motorem a turbovrtulovým pohonem (viz Pohon letadel ). První vývoj provádí Rolls-Royce s Conwayem a počáteční ředicí poměr 0,3 se následně zvýšil na 0,6.

První generace turbodmychadel proudové motory při vysokém zředění a nevyvíjí z již existujících komponent umožnilo vybavit Lockheed C-5 Galaxy na US Air Force s General Electric TF39 , který dosáhl tah 19.000 daN . Tento reaktor je původem CF6 , civilního modelu nalezeného na DC-10 , Airbus A300 a Boeing 747 . Oba konkurenti Pratt & Whitney a Rolls-Royce následovali s JT9D a RB.211 se stejným výkonem.

Trinôme letadlo, reaktor, mise

Letadlo a mise jsou společnými jmenovateli ve vývoji rodiny proudových motorů. Pro stejný model letadla může několik výrobců vyvinout motory stejné řady a rozdělit tak trh pro tuto řadu.

Nejprve se berou v úvahu kritéria letadla:

počet přepravovaných cestujících;
ujetá vzdálenost;
tržní poplatek;
maximální vzletová hmotnost;
prázdná hmota;
objem paliva;
Machovo číslo při plavbě;
cestovní výška;
povrch křídla.

Pro civilní dopravu lze předpokládat tyto mise:

krátká vzdálenost R <2 800 km (domácí Evropa);
krátká střední vzdálenost 2 800 km <R <5 500 km (domácí USA);
střední vzdálenost 5 500 km <R <8 300 km (Evropa - Afrika);
dlouhá vzdálenost 8 300 km <R <11 100 km (Evropa - Spojené státy);
velmi dlouhá vzdálenost 11 100 km <R (Evropa - Asie a Spojené státy - Asie).

R je akční rádius.

U vojenských operací se doba letu může pohybovat mezi 40 minutami a několika hodinami v případě krádeže plechovkami nebo tankování za letu.

Typický profil mise civilní dopravy lze rozdělit do po sobě následujících fází, například:

Pojíždění;
Vzlétnout až 10 m ;
Stoupání a zrychlení 460 m - 410 km / h ;
Výstup 460 km / h ;
Zrychlení při stoupání;
Šplhat;
Plavba ( max. 12 200 m );
Klesání;
Zpomalení až 460 km / h ;
Sjezd rychlostí 460 km / h ;
Přiblížení a přistání;
Pojíždění

Dimenzování proudového motoru je tedy syntézou všech těchto objektivních kritérií, a proto vyžaduje velmi důkladné studium potřeb zákazníka.

Hlavní dilemata letectví

K uspokojení potřeb zákazníků musí výrobce motoru vyvinout motor, který je:

Lehký, ale silný
1. zvýšit užitečné zatížení
2. snížit množství paliva, které chcete odnést
3. umožnit tahy několika desítek tun s motory pouze o několika tunách individuální hmotnosti
4. mít komponenty odolné vůči silám stovek tun o hmotnosti jen několik stovek kilogramů
Bezpečné a spolehlivé
1. Jedno funkční selhání maximálně každých 300 000 hodin
2. Oprava každých 15 000 hodin
Komerčně konkurenceschopné
1. Tiché a málo znečišťující
2. Levná údržba
3. Nejnižší možná cena za přepravovaný kg

Zvýšená techničnost a složitost motorů

Dnešní proudové motory jsou extrémně složité stroje sdružující velké množství subsystémů. Vývoj nového motoru vyžaduje značné lidské, technologické a finanční zdroje, které má na světě jen několik vzácných společností : General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney a NPO Saturn pro nejdůležitější. Proudové motory se používají na všech středních a velkých civilních letadlech, protože jsou jediné, které jsou schopny ekonomicky dosáhnout transonických rychlostí (mezi 0,8 ma 1). Pouze malá osobní letadla a microlighty jsou stále vybaveny s pístem výbuchu motory .

Výroba a provoz proudového motoru vyžadují jedny z nejpokročilejších technických znalostí naší doby, jako jsou mechanika tekutin , termodynamika , věda o materiálech , automatizace a dokonce i akustika . Na palubě letadla, civilního nebo vojenského, navíc není proudový motor pouze pohonnou látkou. Rovněž dodává veškerou energii dostupnou na palubě v elektrické, hydraulické a pneumatické formě a dodává systém natlakování a klimatizace. Jednotka motoru se tak často označuje jako „generátor energie“ nebo „ pohonná jednotka “ . Pokud se účinnost a spolehlivost těchto motorů od jejich vzniku značně zlepšily, jsou jejich náklady velmi vysoké a obecně představují pro civilní letadlo třetinu celkových nákladů na zařízení .

Aplikace a výrobci

Pravděpodobně méně známé široké veřejnosti, proudové motory nacházejí uplatnění v pozemních vozidlech. Thrust SSC , nadzvukový pozemní vozidlo, které drží absolutní rekord pozemní rychlostního průměru 1,227.985 km / h , je napájen dvěma dopalovacích proudovými motory s výkonem kolem 106 tisíc koní . Existují také turbomotorové verze dragsterů , které se nazývají proudová auta , ale ty se nemohou účastnit žádného šampionátu a jsou pouze předmětem demonstrací.

Díky své schopnosti ekonomicky dosahovat transonických rychlostí (mezi 0,8 mach a 1 mach) se proudové motory používají hlavně na vojenských i civilních letadlech. Všechna letadla s více než 110 sedadly, která vyrábějí Airbus a Boeing , jsou vybavena proudovými motory. Tato letadla vybavují čtyři významní výrobci, jmenovitě Američané General Electric a Pratt & Whitney , britský Rolls-Royce a francouzský letecký motor Safran . Můžeme přidat další tři společnosti: německé MTU Aero Engines , italské Avio a japonské JAEC , které se podílejí na výrobě reaktorů ve spojení s „velkými“.

Společnost Safran Aircraft Engines tedy ve spolupráci se společností General Electric v rámci CFM International , společného podniku vlastněného stejným způsobem, vybavuje hlavně rodinu Airbus A320 a Boeing 737 . Podobně se JAEC a MTU Aero Engines rovněž účastní společného podniku International Aero Engines se společnostmi Rolls-Royce a Pratt & Whitney. Společnost International Aero Engines vlastní 32,5% společnost Rolls-Royce, 32,5% společnost Pratt & Whitney, 23% společnost JAEC a 12% společnost MTU. Vyrábí reaktory určené výhradně pro Airbus rodiny A320. Společnosti General Electric a Pratt & Whitney konečně spojily své síly ve společném podniku 50/50 Engine Alliance , aby vybavily Airbus A380 v konkurenci Rolls-Royce.

The 10. února 2011Společnost Avio podepsala průmyslovou dohodu s americkým výrobcem leteckých motorů Pratt & Whitney o dodávce nového motoru Pure Power PW1500G .

Technický

Preambule

Až do těchto posledních desetiletí měla vrtule monopol na pohon letadel, ale zvukové jevy omezovaly použití na rychlost nižší než 720 km / h , tedy 200 m / s , bylo nutné inovovat do Druhá světová válka urychlila vývoj nového pohonného systému, aniž by změnila původní princip založený na principu akční reakce prováděné ve stlačitelném médiu, kterým je okolní vzduch.

Tento nový systém lze považovat za trubku, ve které vzduch vstupuje rychlostí V0 a opouští ji rychlostí V1 větší než V0 . Z tohoto hlediska se reaktor neliší od vrtulí, kromě toho, že při průchodu reaktorem je vzduch stlačen a jeho teplota se podstatně zvýší před dosažením spalovací komory. Druhým rozdílem u vrtule je, že vzduch je veden stěnami, což umožňuje vyhození při nadzvukových rychlostech. Posledním zásadním rozdílem vrtule, která přivádí energii do hnacího vzduchu pouze mechanickým působením lopatek, je to, že v reaktoru se rychlost vyhození získává spalováním „paliva (petroleje) vstřikovaného do hnacího vzduchu který, hlavně pro jednoduchý průtok, umožňuje náhlé zvětšení objemu při téměř stálém tlaku ve spalovací komoře.

U tepelného motoru a vrtule se vzduch použitý pro spalování a vzduch hnacího plynu oddělí. U reaktoru je vzduch spojený se spalováním a hnacím vzduchem částečně (dvojitý proud) nebo zcela kombinovaný (jediný proud). Navzdory tomu má rychlost vyhození reaktorů, jako jsou vrtule, limit známý jako „metalurgický limit“, který lze v 80. letech nastavit na 3 500 km / h .

Obecný provoz

Turbojet pracuje jako propeler vrtule na principu akční reakce prováděném ve stlačitelném médiu, kterým je okolní vzduch, a který poskytuje dopředný tah v reakci na vyhození animované hmoty plynu při určité rychlosti.

Tento tlak je důsledkem:

rozdíl v hybnosti mezi přijatým vzduchem a plyny vystřikovanými za jednotku času;
tlakový rozdíl mezi výstupní rovinou trysky a před nekonečnem.

Tento reakční tah způsobí, že se motor pohne dopředu (odtud termín tryskový motor ), a tedy i vozidlo, ke kterému je připojen.

Základní princip

Velká hmotnost vzduchu vstupujícího do reaktoru rychlostí V1 a vystupujícího rychlostí V2 tak, že V2 >> V1 produkuje reakční sílu, která se používá jako hnací síla.

Vzduch použitý k pohonu je přiváděn vstupní tryskou, která může mít u určitých letounů různou geometrii, aby umožňovala nadzvukový let.

Nasáván ventilátorem, který je poté stlačen pomocí axiálního kompresoru (nebo u některých motorů odstředivý), je vzduch ohříván a prochází částečně (nebo téměř úplně) spalovací komorou, kde je smíchán s nastříkaným petrolejem, který se spontánně vznítí (nominální provoz).

V důsledku tohoto spalování potom dochází k silné expanzi spálených plynů, z nichž část díky své expanzi v turbíně umožňuje pohon kompresoru, ventilátoru a příslušenství nezbytného pro provoz reaktoru.

Zbytek plynů spálených termodynamickou transformací produkuje tlakovou energii v turbíně a poté kinetickou energii pomocí Venturiho efektu v trysce , jejíž část může být proměnlivá v závislosti na letové obálce (konvergentní v podzvukové nebo divergentní v nadzvukové ), aby se dosáhlo tah umožňující letadlu pohyb vpřed.

Průtok vzduchu je udržován podzvukem uvnitř motoru po celou dobu letové obálky a provoz motoru pokračuje, dokud je vstřikováno palivo.

Termodynamický cyklus

Turbojet reaguje na dva principy termodynamiky:

- první nazývaný princip energie, který platí pro systém vyvíjející se z počátečního stavu do konečného stavu se zachováním hmotnosti. Změna stavu tohoto systému zohledňuje výměny s vnějšími v podobě Práce nebo Teplo. Energie na jednotku hmotnosti plynového systému se nazývá entalpie a energie dodávaná ve formě práce nebo tepla generátorem plynu turbojet je úměrná hmotnostnímu průtoku tekutiny procházející strojem a změnám entalpie touto tekutinou prošel.

Pro kompresor a turbínu bude změna entalpie skutečná, zatímco pro přívod vzduchu a ejekční trysku bude nulová.

- druhý, založený na pojmu entropie nebo využitelné energie, zdůrazňuje nevratnost transformace, a tedy ztrátu energie, kterou kapalina prochází při průchodu strojem.

Turbojet je motor:

tepelný;
aerobní;
vytvořený kolem plynového turbínového stroje.

Tento cyklus se skládá z reverzibilní adiabatické komprese , nevratného izobarického spalování (reaktor je považován za otevřený systém), reverzibilní adiabatické expanze a reverzibilního izobarického chlazení.

Termodynamický cyklus proudového motoru obsahuje čtyři stupně, ve kterých vzduch prochází fyzikálními nebo chemickými úpravami:

aspirace;
komprese;
spalování;
spoušť / vysunutí

Tyto čtyři fáze termodynamického cyklu probíhají současně na různých místech, na rozdíl od čtyř zdvihů spalovacího motoru, které probíhají na stejném místě (ve stejném válci) a v různých časech.

Aby bylo zajištěno dokončení tohoto cyklu, je proudový motor (jednoproudový) složen ze dvou částí:

sestava kompresor-pec-turbína, která přeměňuje chemickou energii paliva na potenciální energii stlačených a horkých plynů;
ejekční tryska, která převádí tlakovou energii dodávanou generátorem plynu na rychlost.

Proudový motorový diagram

4 fáze termodynamického cyklu mohou být znázorněny diagramy cyklu Braytonův tlak / objem a tlak / teplota, které umožňují vidět vývoj charakteristik vzduchu procházejícího proudovým proudem.

Stejně jako automobilové motory tak i proudový motor provádí nepřetržitý čtyřfázový cyklus - sání, kompresi, spalování a expanzi / výfuk.

V diagramu tlak / objem je komprese teoreticky adiabatická a vede ke zvýšení tlaku a teploty.

Výkon potřebný k pohonu kompresoru je funkcí množství vzduchu procházejícího kompresorem a nárůstu teploty mezi jeho vstupem a výstupem.

Spalování je teoreticky isobarické, ale v komoře tlak mírně klesá a teplota prudce stoupá. Tlak v komoře není zcela isobarický kvůli poklesům tlaku.

Expanze je teoreticky adiabatická, ale tlak a teplota klesají s rostoucí rychlostí.

Ve skutečnosti, protože vzduch není ideální plyn, říká se, že komprese a expanze jsou polytropní.

V diagramu tlak / teplota se objeví užitečná plocha S a mez T4 . Pro zvětšení užitečného povrchu je nutné zvýšit kompresní poměr P3 / P2 nebo snížit teplotní limit T4 omezený teplotní odolností materiálů, z nichž je vyroben.

Proudový tah

Preambule

Rozsah různých proudových motorů je poměrně rozsáhlý, stejně jako hodnoty jejich tahu. V řadě civilních dopravních letadel dosahuje nejmenší proudový proud , TRS 18-1 od Safran Power Units (dříve Microturbo), mezi 120 a 160 daN , zatímco největší, GE90-115B , vyráběný společností General Electric, vyvíjí více než 40 000 daN . Pokud jde o bojová letadla, je dosah mnohem omezenější. Pratt & Whitney F119, jeden z nejsilnějších reaktorů v této oblasti, vyvíjí mezi 9 800 a 15 600 daN , zatímco Snecma M88 vybavující Dassault Rafale vyvíjí mezi 5 000 a 7 500 daN .

Měření tahu

Tah, který je základním výkonem hnacího plynu poskytujícího kinetickou energii, je síla reagující na zrychlení hmoty vzduchu, která jím prochází.

Tah lze měřit na zkušebním stavu pomocí silové rovnováhy v kontaktu s pojezdovým vozíkem nesoucím propulzní zařízení. Senzorem síly může být hydraulický systém nebo tenzometr spojený s elektronickým měřicím systémem.

Rozložení tlakových sil

Hlavní úsilí je rozděleno takto:

60% dopředu pro reakční sílu kompresoru;
30% dopředu pro reakční sílu ze spalovací komory;
10% dopředu pro reakční sílu hřídele;
55% dozadu pro reakční sílu turbíny.

To dává efektivní tah (dopřednou sílu) 45% z celkové síly.

Výpočet tahu

Tah lze vypočítat měřením průtoku vzduchu a rychlosti vstupu a výstupu vzduchu, protože stejně jako u všech přímých proudových motorů je výsledkem hlavně ze dvou příčin:

rozdíl v hybnosti mezi přijatým vzduchem a plyny vystřikovanými během jednotky času;
síla vyplývající z tlakového rozdílu existujícího mezi výstupem z trysky a před nekonečnem.

Tlak proudového motoru je tedy:

proporcionální, zanedbávající hmotnost vstřikovaného paliva, k hmotnostnímu průtoku vzduchu procházejícího tímto palivem;
rostoucí funkce rychlosti ejekce plynu na výstupu z trysky.

Je :

$F$ : Proudový proud
$D$ : Hmotnostní průtok vzduchu procházejícího proudovým motorem
$V_ {1}$ : Rychloměr letadla
$V_ {2}$ : Rychlost vyhazování plynu na výstupu z trysky
$S_1$ : Část sání vzduchu proudového motoru
$S_2$ : Část výstupní trysky
$P_ {0}$ : Okolní tlak v nekonečnu proti proudu
$P_ {2}$ : Statický tlak na výstupu z trysky

Rozdíl v hybnosti je zapsán, zanedbává se hmotnost vstřikovaného paliva:

{\ displaystyle D \ krát V_ {2} -D \ krát V_ {1} = D (V_ {2} -V_ {1})}

Rozdíl v tlacích mezi výstupem trysky a předním nekonečnem vede k zápisu:

{\ displaystyle P_ {2} \ krát S_ {2} -P_ {0} \ krát S_ {1}}

odtud výraz tahu:

{\ displaystyle F = D (V_ {2} -V_ {1}) - (P_ {2} \ krát S_ {2} -P_ {0} \ krát S_ {1})}

Termín je dostatečně malý na to, aby byl zanedbán, a snížené vyjádření tahu lze vyjádřit z rovnic: ${\ displaystyle (P_ {2} \ krát S_ {2} -P_ {0} \ krát S_ {1})}$

Za letu: ${\ displaystyle F = D (V_ {2} -V_ {1})}$
Na zemi v pevném bodě: ${\ displaystyle F = D (V_ {2})}$

Plyny se v trysce zvyšují na rychlost transformací potenciální energie celkového tlaku a celkové teploty na kinetickou energii na výstupu z hrdla trysky. Pokud je tryska v podzvukovém režimu, je statický tlak ve výstupní rovině roven tlaku okolí. Pokud se rychlost plynu zvýší na Mach 1, pak se statický tlak v hrdle zvýší než tlak okolí a za ním se vytvoří rázové vlny (kroužky na výstupu trysky u reaktorů se spalováním).

Isentropická rychlost na výstupu z trysky má následující rovnici:

{\ displaystyle V _ {\ text {isentropic}} = {\ sqrt [{}] {2 \ krát Cp \ krát Tt \ krát \ doleva (1- \ doleva ({\ frac {Pamb} {Pt}} \ doprava) ) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}} \ vpravo)}}}

$\ gama$ : Poměr měrného tepla při konstantním tlaku a objemu

Aby proudový motor vytvářel dopředný tah, musí být rychlost výfukových plynů větší než rychlost letadla.

Stejného tahu lze dosáhnout při nižším průtoku a vyšší rychlosti vytlačování plynu, nebo naopak při vyšším průtoku při nižší rychlosti. Je však výhodnější upřednostňovat v případě podzvukových rychlostí spíše tok než rychlost.

Síly a výnosy

Je nutné rozlišovat několik úrovní výkonu, a tedy i účinnosti při provozu proudového motoru:

Tepelné energie dodávané do turbojet ze spalování paliva a který je vyjádřen součinem průtoku paliva a jeho výhřevnosti. Jedná se o výkon, který lze získat z paliva, pokud je stroj dokonalý a který je vyjádřen vzorcem:

{\ displaystyle WT = W \ varsigma \ krát \ eta _ {t}}

$W \ varsigma$ : energie dodávaná palivem
$\ eta _ {t}$ : teoretická účinnost cyklu

Tepelný výkon sděleny plynné hmoty během svého průchodu strojem a který je vyjádřen vzorcem:

{\ displaystyle WTh = {\ frac {1} {2}} \ krát m \ krát (V_ {1} ^ {2} -V_ {0} ^ {2})}

Kinetické energie z paprsku plynu vysune na výstupu z trysky, a který je vyjádřen vzorcem:

{\ displaystyle WJ = {\ frac {1} {2}} \ krát m \ krát V ^ {2}}

Hnacího výkonu , který je síla převzaty z kinetické síle vyvržených plynů že letoun skutečně využívá a která je produktem tahu podle „rychlosti vzduchu“ letounu

{\ displaystyle Wp = m \ krát (V_ {1} -V_ {0}) \ krát V_ {0}}

Z těchto úrovní výkonu je pro proudový motor určeno několik úrovní účinnosti:

Termodynamická účinnost (40%), což je poměr termodynamické síly k energii dodávané palivem a která je vyjádřena vzorcem:

\ eta _ {t} = {\ frac {WT} {W \ varsigma}}

Tepelná účinnost (30%), což je poměr mezi kinetickým výkonem plynového paprsku a výhřevností paliva, je vyjádřena vzorcem:

\ eta _ {t} h = {\ frac {Wth} {W \ varsigma}}

Tato účinnost charakterizuje účinnost stroje při výrobě energie potenciálně použitelné pro pohon. Tato účinnost je zlepšena zvýšením teploty toku opouštějícího spalovací komoru v korelaci se zvýšením kompresního poměru vzduchu před ním. Snížení tlakových ztrát a zvýšení účinnosti sestavy turbíny také přispívá k celkovému zvýšení této účinnosti.

Vnitřní účinnost (80%), která je poměrem tepelné energie k termodynamické energii a která je vyjádřena vzorcem:

\ eta _ {i} = {\ frac {Wth} {WT}}

Pohonná účinnost, což je poměr mezi výkonem použitým pro pohon a kinetickým výkonem paprsku (60% pro daný Vi), charakterizuje způsob, jakým se energie vyrobená generátorem plynu ve skutečnosti využívá k pohonu. tato účinnost je zlepšena snížením rychlosti vyhození trysky, aby se přizpůsobila očekávanému rychlostnímu výkonu letounu.

Celková účinnost (20% až 25%), což je poměr vyrobené energie k energii uvolněné palivem a kterou lze vyjádřit vzorcem:

{\ displaystyle \ eta _ {g} = \ eta _ {t} h \ krát \ eta _ {p}}

Palivo, spalování a spotřeba

Pohonné hmoty

Turbomechanická paliva se poprvé objevila na konci druhé světové války. Od té doby byl vývoj jejich specifikací založen na:

pokrok v technologii turbínových motorů;
výrobní kapacity pro konkrétní druh paliva.

Dvě hlavní teplotní charakteristiky umožňují odlišit použití různých paliv:

bod mrazu;
bod vzplanutí (zapálení za přítomnosti jiskry).

V letectví se používají různá paliva:

Petrolej JET A-1 / JET A / JP1, nazývaný také TR0, používaný armádou, získaný přímou destilací, s bodem vzplanutí nad 38 ° C a bodem mrazu pod -41 ° C ;
JET B / JP4 (široký řez) nebo TR4 používané armádou, které jsou meziprodukty mezi petrolejem a benzínem, získané smícháním petroleje a benzínu, jehož bod vzplanutí je v rozmezí od -25 ° C do 15 ° C ;
Palivo JP5 získané přímou destilací as bodem vzplanutí nad 60 ° C, což umožňuje jeho použití na letadlových lodích pro maximální bezpečnost.

Některé přísady zlepšují vlastnosti těchto paliv, například:

antioxidanty a deaktivátory kovů;
inhibitory koroze;
anti-led;
rozptylovač statické elektřiny.

Jako palivo se v civilní a vojenské proudových je hlavně petrolej , ropný produkt získaný rafinací surového oleje a skládá se z 86% uhlíku a 14% vodíku s bodem vzplanutí pro bezpečnost použití, který je umístěn na přibližně 41 ° C .

Spalování

V případě proudových motorů je spalování chemickou reakcí mezi palivem složeným z atomů uhlíku a vodíku, jehož obecný vzorec je C x H y , a oxidačním činidlem, kterým je okolní vzduch.

Stechiometrické spalování

Palivová směs je považována za stechiometrickou, když jsou složky v takovém poměru, že se všechny podílejí na spalování. V tomto případě budou jedinými produkty spalování CO 2 a vodní pára.

Stechiometrické spalování petroleje v suchém vzduchu má následující obecnou rovnici:

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

Pro x = 10 a y = 20, tj. Formulace C 10 H 20 , se získá následující hmotnostní bilance:

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.

Tento typ spalování se dnes nenachází v proudových motorech a poměr průtoku paliva ke vzduchu, který je 0,068 pro stechiometrické spalování, je spíše 0,03 pro vojenský motor a 0,02 pro civilní motor.

Skutečné spalování

Vzduch neobsahuje pouze kyslík, ale také dusík ( N 2 ) a stopy vzácných plynů (argon atd.), Které se na konci spalování nacházejí ve formě znečišťujících oxidů. Tyto znečišťující látky se přidávají k oxidu uhelnatému ( CO) a uhlík ( C.) ve formě výparů vznikajících při neúplném spalování paliva.

Spalování je možné pouze od určité teploty a tlaku a vyžaduje minimální množství kyslíku. V hlavní spalovací komoře proudového motoru není reakce stechiometrická, jedná se o štíhlé spalování s přebytkem kyslíku a přítomností vodní páry.

Kyslík zůstává ve spalinách hlavní komory, což umožňuje vojenským motorům dodávat přídavné spalování za účelem generování nadměrného tahu při vyšší teplotě bez obav ze znehodnocení rotujících částí.

Spotřeba

Spotřeba paliva proudových motorů, která se zvyšuje úměrně s tahem, se hodnotí parametrem zvaným měrná spotřeba, který představuje poměr spotřeby paliva k tahu získaného pro daný motor.

Většina motorů nejnovější generace má v cestovním letu poměr 0,55 . Tato hodnota u Boeingu 777 vybaveného dvěma GE90, které ujedou 10 000 km v průměru 1 800 l / 100 km, odpovídá přibližně 5 l / 100 km na cestujícího (pro 360 cestujících) nebo tolik jako malý automobil .

Malé reaktory však mají díky velmi zjednodušené konstrukci vyšší měrnou spotřebu .

Provozní omezení

Proudové motory jsou stroje velmi složité konstrukce, které musí odolat intenzivnímu tepelnému, mechanickému a vibračnímu namáhání a splňovat vysoká provozní omezení. Vlastnosti nejsou uvedeny přesně výrobci, ale provozní teploty lze odhadnout mezi 200 ° C a 2000 ° C.

Tato omezení proto vyžadují materiály vhodné pro každou oblast. Vysokotlaká turbína je obecně vystavena nejnáročnějším podmínkám (vysoké teploty a tlaky). Části v této zóně jsou obecně založeny na slitině niklu a kobaltu . V chladnějších oblastech se více používá ocel a titan. Vnitřní povrchy, zejména povrchy lopatek a skříní, jsou dále chráněny povlaky, aby se prodloužila životnost materiálů .

Vývoj proudových motorů byl navíc dosažen především díky zvládnutí materiálů, které tvoří plynové potrubí, protože jsou nejvíce využívány. Tato znalost materiálů umožňuje získat součásti s maximální mechanickou odolností při minimální hmotnosti. I dnes je to jedna z aplikací, která vyžaduje nejvyšší technickou úroveň v oblasti vědy o materiálech : části z titanu , čepele z monokrystalické slitiny, tepelné zpracování atd.

Ústava a výkon

Turbojet je součástí sestavy zvané GTR nebo Turbojet Group zahrnující vzduchové vstupní pouzdro, které je součástí buňky letadla a samotný proudový motor, který pohání letadlo. Turbojetový motor se skládá z následujících základních prvků:

vstupní clona nazývaná také sací skříň (která u reaktorů s dvojitým tokem obsahuje FAN na počátku většiny tahu);
kompresor, který umožňuje zvýšit tlak a teplotu vzduchu nasávaného do reaktoru před vstřikováním paliva;
spalovací komora, kde náhlé zvýšení teploty vzduchu (vstřikováním paliva) povede k velmi významnému zvýšení jejího objemu;
turbína, ve které bude část energie spálených plynů přeměněna na mechanickou energii k pohonu kompresoru a všech rotujících mechanických prvků reaktoru;
vyhazovací kanál zakončený tryskou, která zajišťuje zrychlení vypuzovaných plynů.

Kromě těchto prvků, které se nacházejí na všech typech proudových motorů, najdeme také:

spouštěcí a zapalovací systém;
regulační systém;
kinematický hnací řetěz pro čerpadla, alternátory atd.

Celková aerotermodynamika proudu vytvářeného všemi těmito prvky umístěnými od začátku ke konci, která popisuje postupné transformace, kterými prochází vzduch procházející proudovým proudem, nám ukazuje, že degradace proudu vzduchu během jeho průchodu strojem vede ke ztrátě tahu .

Sestava „přívod vzduchu“

Jedná se o potrubí určené k zachycování vzduchu a jeho přivádění v co nejlepších podmínkách ke vstupu kompresoru.

Sestava „přívodu vzduchu“ zahrnuje skutečný přívod vzduchu do motoru a objímku přívodu vzduchu. Jeho konstrukce je úkolem výrobce letadel.

Přívod vzduchu do motoru

Sání vzduchu do motoru je obvykle vyrobeno z pláště z lehké slitiny , které má často doplňkovou funkci podpůrného příslušenství.

Vstupní kanál vzduchu

Vzduchové sací hrdlo, které v případě proudového motoru instalovaného v letadle umožňuje jeho zásobování vzduchem, může být uspořádáno různými způsoby (jako pitot, lusk, zapuštěný do křídel atd. ). Může být vybaven různými zařízeními (ochranná mřížka, tlumič hluku, zařízení proti námraze, filtr atd. ). Bez ohledu na to, zda je proudový motor instalován venku nebo uvnitř draku letadla, bude mít potrubí přívodu vzduchu roli zajišťující jeho přívod vzduchu v celé letové obálce, bez ohledu na vnější podmínky.

Hlavní omezení

U všech typů letadel vybavených proudovými motory jsou při definování potrubí sání vzduchu zohledněna určitá kritéria kvality. Tato kritéria jsou následující:

Přívod vzduchu objímka :

musí umožňovat získání co nejvyššího celkového tlaku na vstupu kompresoru , protože na něm úměrně závisí hrubý tah proudového motoru ;
musí mít dobrou homogenitu tlaku v rovině kolmé na postup letounu, protože významná zkreslení mají přímý důsledek ztráty rezervy při čerpání proudového motoru;
musí být schopné přeměnit s přijatelnou účinností rychlost vzduchu na vstupu do objímky ( obecně 0,6 Mach ) na uspokojivou rychlost pro vstup kompresoru ( 0,5 Mach na konci objímky);
musí mít minimální odpor v závislosti na jeho geometrii a poloze v letadle.

Provoz s pevným bodem

V pevném bodě na zemi a při pojíždění se proudy vzduchu objevují s velmi významnými dopady na vstupu vzduchového vstupního pouzdra , což způsobuje odloučení a víry snižující jeho efektivní část. V otevřených nebo uzavřených zkušebních zařízeních reaktoru je to stejný důvod, který vyžaduje použití speciálního vzduchového pouzdra , zvaného pavilon .

U letadel (hlavně vojenských) s přívody vzduchu na tenké desce umožňuje otevření poklopů při vysoké rychlosti a nízké rychlosti letounu další přívod vzduchu, který umožňuje obnovit správné proudění vzduchu pro proudový motor. U civilních letadel je aerodynamický profil přívodu vzduchu silnější a je tak zabráněno fenoménu oddělení. Vojenská letadla také do značné míry snižují problémy vysokého úhlu náběhu při vzletu tím, že často využívají přívody vzduchu s proměnnou geometrií, které vždy leží přesně v relativním větru (F-15 je dobrým příkladem).

Letový provoz

Vstupní pouzdro přijímající energii proměnnou rychlostí v závislosti na letových podmínkách bude někdy muset zpomalit, někdy zrychlit vzduch ve vstupu kompresoru.

Podzvukový let

Pro tento rozsah rychlostí pod Mach bude vstupní objímka jednoduše divergentní, to znamená, že bude mít za následek snížení rychlosti zvýšením tlaku vzduchu na vstupu kompresoru, z čehož bude rychlost ve hře větší než Mach 0,5 . U letounů, u nichž se jedná o cestovní letovou obálku, má motor a sestava krytu motoru (jsou-li instalovány pod křídlem) polohu dopředu vzhledem k náběžné hraně, aby se zabránilo aerodynamickým poruchám během fází letu s velkým nárazem.

Nadzvukový let

V této letové obálce je rychlost vzduchu vstupujícího do vstupního pouzdra větší než rychlost zvuku, což vytváří diskontinuitu v toku. Tato diskontinuita má za následek náhlou změnu tlaku, nazývanou rázová vlna . Pokud proudění vzduchu vstupuje přímo do vstupního pouzdra, dochází k tvorbě přímé rázové vlny (kolmé na vstupní rovinu), zatímco pokud do této vstupní objímky umístíme ostrou překážku, dojde k vytvoření přední strany šikmého vlnění.

Transformace, kterou plyn prochází při průchodu rázové vlny, zahrnuje degradaci energie, která vede k:

pokles rychlosti proudění;
zvýšení teploty;
zvýšený tlak.

Degradace energie je u šikmé rázové vlny nižší než u přímé rázové vlny. Za přímou rázovou vlnou je tok vždy podzvukový . Za šikmou vlnou, přičemž ztráta rychlosti je méně silná, je možné vytvořit několik nárazových zón, aby se dosáhlo rychlosti pod Machem .

Níže uvedená tabulka slouží k indikaci reality degradace energie na obou stranách pravé rázové vlny.

Změna rychlosti / T ° C / Tlak pro okolní T ° C 15 ° C a Tlak 1 013,25 hp

M1 Mach proti proudu	P2 ____ P1	T2 ____ T1	M2 Mach po proudu	Snížení rychlosti přes rázovou vlnou
1.1	1250	1,065	0,91	52 m / s
2	4,50	1690	0,577	436 m / s
3	10.03	2680	0,475	755 m / s

Struktura sacího pouzdra musí mít oblasti konvergence a divergence, aby se zpomalil proud vzduchu, který svírá kompresor, a přitom se obnovuje maximální tlak. Tato struktura však musí mít proměnlivou geometrii, to znamená mít divergentní nebo konvergentně-divergentní kanál v závislosti na letové obálce, aby bylo možné přizpůsobit proudění vzduchu všem letovým podmínkám a zajistit stabilitu rázových vln, které zajišťují přechod nadzvukového toku do podzvukového toku .

Například na Mirage 2000 , je mobilní myš umožňuje:

vytvořit rekompresi průtoku před vstupem divergentního vzduchu umístěným před kompresorem (prostřednictvím šikmých rázových vln);
odvádět více či méně přebytečného vzduchu ven, přizpůsobit se různým poměrům průtoku vzduchu / rychlosti letu (účinné posilování motoru).

Přizpůsobení objímky velkým úhlům náběhu je dosaženo poklopy a lopatami umístěnými na spodních stranách objímky. Přívodní kanál vzduchu z Mirage 2000 obsahuje:

dvě centrální okovy, zvané „ myši “;
dva lapače mezní vrstvy;
čtyři další přívody vzduchu;
dvě lopaty;
divergentní.

Adaptace na vstupu vzduchu rukávu na Mirage 2000 se provádí mobilní myší , které:

umožnit, aby tok měl vždy kritickou povahu , to znamená umožnit umístění rázových vln tak, aby byl výsledný odpor minimalizován;
upravte vstupní část podle průtoku vzduchu potřebného pro správnou funkci proudového motoru.

Kompresor

Termodynamický proces, který je základem provozu proudového motoru, zahrnuje dodávku stlačeného vzduchu, aby se dosáhlo dobré účinnosti spalování.

Úloha kompresoru

Úlohou kompresoru je pomáhat směsi petrolejového vzduchu se vznítit za optimálních tlakových a teplotních podmínek. Za tímto účelem integrovali výrobci motorů před spalovací komorou do nasávaného vzduchu kompresor.

Funkcí kompresoru je zpočátku zvyšovat tlak a teplotu kapaliny mezi vstupem a spalovací komorou přeměnou kinetické energie na energii tlakovou:

odstředivým účinkem v odstředivém kompresoru;
zmenšením objemu a zpomalením kapaliny v pevné a mobilní síti axiálního kompresoru.

Zlepšení účinnosti spalování snížením spotřeby paliva při zahřívání na hranici metalurgie je umožněno zvýšením kompresního poměru na vstupu do spalovací komory při zajištění nepřetržitého spalování vstřikovaného paliva.

Tah proudového motoru, který v zásadě závisí na průtoku přiváděného vzduchu a rychlosti vyhození na výstupu z trysky, rychlosti v závislosti na teplotě plynů na konci spalování, si vyžádal použití kompresoru, jehož realizace následovala po dvou velmi odlišné principy:

komprese odstředivým účinkem, což vede ke zvýšení rychlosti ( kinetická energie ) plynu, a které je technika je téměř opuštěné na počátku XXI th století;
kompresi zpomalením kapaliny a snížením objemu plynu v ose otáčení motoru - axiálního kompresoru - v současné době generalizovaného na všech typech proudových motorů.

Odstředivý kompresor Všeobecné

První proudové motory, navržené z prototypů vyvinutých Whittle a Von Ohainem, byly vybaveny odstředivým kompresorem poháněným turbínou. Mají výhodu jednoduchosti, protože kompresi provádí jeden lopatkový stupeň a jediný hřídel spojuje turbínu s kompresorem.

Jejich krátká délka je doprovázena velkým průměrem nezbytným pro dobrou kompresi. Vzduch skutečně dosáhne svého maximálního stlačení na konci kompresoru, protože odstředivá síla je o to větší, že jeho bod aplikace je daleko od osy otáčení. Díky tomuto velkému průměru je vhodnější pro malé proudové motory.

První anglické reaktory jako Goblins of the De Havilland Vampire nebo Rolls-Royce Welland of the Gloster Meteor byly navrženy tímto způsobem. Většina turbín vrtulníků je navíc stále navržena na tomto principu, který umožňuje konstrukci kompaktních motorů.

Ústava

Odstředivý kompresor v zásadě sestává z rotoru (nebo odstředivého kola) s radiálními žebry a jedním nebo více difuzory. V rotoru vstupuje vzduch axiálně a poté proudí radiálně. Rychlost vzduchu se zvyšuje v důsledku odstředivého zrychlení a jeho tlak v důsledku divergentní části mezi lopatkami. Vzduch opouští konec lopatek rotoru při velmi vysoké rychlosti a ve statorové části této rychlosti je transformován na tlak v důsledku divergentní části lopatek.

Výkon

Odstředivý kompresor je jednoduchý, robustní a má dobrý kompresní poměr. Pro srovnání měl proudový motor MARBORE VI kompresní poměr 3,80 ve srovnání s 1,15 až 1,16 pro jeden stupeň axiálního kompresoru. Na konci čtyřicátých let dosáhl maximální kompresní poměr dokonce 4. Velký odstředivý kompresor jej však odsoudil k použití v nízkoenergetických turbínových strojích.

Axiální a odstředivý kompresor

V některých turbínových strojích je komprese zajišťována kompresorem axiálního typu následovaným kompresorem odstředivého typu.

Přeplňování odstředivého kompresoru umožňuje významné zvýšení kompresního poměru při stejné rychlosti otáčení.

Axiální kompresor

Rostoucí nárůst hmotnosti letadel vede letecké inženýry k představě řešení pro zlepšení tahu poskytovaného proudovým motorem.

Kvůli nižší účinnosti vyžadují několik stupňů otáčení stejnou rychlostí, ale vydrží podstatně vyšší rychlosti otáčení. První svého druhu a také první postavený ve velké sérii je Jumo 004 od Junkers -Motoren, který poháněl Messerschmitt Me 262 .

Pokroky v metalurgii umožnily výrobu axiálních kompresorů vyrobených pro každý stupeň pohyblivého kola a pevné mřížky umožňující dosažení úplné fáze komprese. Čím větší je počet stupňů, tím vyšší je kompresní poměr.

Hlavní rysy

Níže uvedená tabulka slouží jako indikace pro zobrazení různých charakteristik axiálních kompresorů:

Motory	Výstupní tlak -------------------- Vstupní tlak	Výstupní teplota	Technologické vlastnosti
ATAR	6.11	250 ° C	Jedno tělo, 9 pater
LARZAC	10.8	370 ° C	Dvouplášťové, LP 2 stupně + 4 stupně HP
M53 na zemi	8.5	325 ° C	Jedno tělo, 3 + 5 pater
M53 při Mach 2.3	8.5	430 ° C	Jedno tělo, 3 + 5 pater
CFM56-2	24	550 ° C	Dvojité tělo, 1 ventilátor, LP 3 stupně + HP 9 stupňů

Technologie

Kompresor se skládá z:

rotující části - rotoru;
pevné části - statoru;
pouzdra - pouzdra.

Rotor obsahuje buben tvořený sestavou několika disků, na nichž jsou nože připevněny, a sada nožů namontovaných na disku se nazývá pohyblivé kolo
Stator je tvořen několika řadami lopatek upevněných na plášti (pouzdro ATAR - SNECMA) nebo na koncovkách (pouzdro M53 - SNECMA); každá řada pevných lopatek se nazývá pevná mřížka nebo usměrňovač.

Lopatky mají aerodynamický profil se zaoblenou náběžnou hranou (toleruje kolísání dopadu) a zúženou zadní hranou (pro snížení probuzení). Mají klínový úhel vzhledem k generátoru rotoru, který určuje směr proudění. Jsou také zkroucené, takže proudy vzduchu představují konstantní úhel dopadu mezi hlavou čepele a jejím kořenem, které nemají stejnou obvodovou rychlost.

Vzduch prochází střídavě pohybujícím se kolem a poté pevnou mřížkou (tj. Kompresorovým stupněm), která provádí úplnou kompresní fázi. Ke zvýšení kompresního poměru motoru stačí zvýšit počet stupňů. Jelikož je komprese doprovázena zmenšením objemu, proud konverguje od vstupu k výstupu kompresoru za účelem udržení tlakových poměrů mezi jednotlivými stupni.

Princip činnosti

Základní princip komprese stupně kompresoru je následující:

zrychlení vzduchu dynamickým účinkem v pohybujícím se kole a mírné zvýšení jeho statického tlaku zpomalením při průchodu rozbíhající se částí vytvořenou mezi dvěma po sobě následujícími lopatkami;
narovnání vzduchu po průchodu pohybujícím se kolem a zvýšení jeho tlaku zpomalením v rozbíhající se části vytvořené dvěma po sobě následujícími pevnými lopatkami;
zvýšení teploty vzduchu v důsledku jeho komprese.

Zvyšováním počtu stupňů (rotor + stator) se zvyšuje celkový kompresní poměr a teplota na výstupu kompresoru.

Stručně řečeno, ve fázi kompresoru, která zahrnuje pohyblivou mřížku a pevnou mřížku:

Mobilní síť poskytuje energii zvýšením relativní rychlosti toku;
Pevná mřížka přivádí tok zpět k ose a zvyšuje tlak snížením absolutní rychlosti toku.

V axiálním kompresoru je rychlost axiálního posunu průtoku víceméně konstantní ve velikosti a směru: hodnota této rychlosti je obvykle mezi 130 m / s a 170 m / s .

Provozní limity

Zobrazí se provozní limity:

čerpací;
vypadnutí;
rychlost otáčení;
vibrační úroveň;
teplota;

Výsledkem čerpání jsou náhlé oscilace tlaku a rychlosti proudění vzduchu procházejícího proudovým motorem. Je to často způsobeno oddělením toku za úsvitu.
Zastavení je spojeno s náhlým snížením průtoku při konstantní rychlosti; má za následek zvýšení tlaku ve spalovací komoře nad výstupní tlak kompresoru a vede k zániku spalovací komory obrácením tok.
Lopatky jsou vystaveny odstředivé síle, která je úměrná druhé mocnině rychlosti otáčení. I přes dimenzování přizpůsobené nejnáročnějším omezením je tato rychlost limitem, který nesmí být překročen bolestí prasknutí.
Čepel ve tvaru čepele může vibrovat přirozenou frekvencí, která závisí na její velikosti, tvaru a způsobu připevnění. Určitý počet jevů může vzrušovat a udržovat mechanické vibrace, které mohou vést k prasknutí, například:

probouzení zadní hrany;
nevyváženost kvůli chybám ve vyvážení;
aerodynamické nestability (spojené s odděleními proudu vzduchu).

Maximální Machovo číslo turbojet je spojeno hlavně s nárůstem teploty, který prochází kompresorem, který sám závisí na:

rychlost letu;
kompresního poměru kompresoru.

Pole kompresoru

Kvalitu transformace na tlakovou energii charakterizuje účinnost komprese ηc = P2 / P1, přičemž ztráty ve stupni mohou být:

aerodynamika;
průtokem;
mechanické.

Linie činnosti

V provozním poli kompresoru (kompresní poměr; průtok) je jediný řádek, na kterém jsou umístěny všechny možné provozní body pro daný kompresor: je to provozní řádek (nebo pracovní řádek), který odpovídá průtoku a kompresní poměr pro danou rychlost otáčení (tratě iso-speed).

Toto provozní vedení je nezávislé na vnějších podmínkách (tlak, teplota) a na podmínkách letu motoru (Machovo číslo, nadmořská výška).

Tuto provozní linku řezající izo-rychlosti provozního pole lze převést na rychlost otáčení kompresoru. Je zřejmé, že pokud známe rychlost kompresoru, víme, zda je pracovní bod pro tuto rychlost otáčení na stabilní provozní linii kompresoru, to znamená, že odpovídá průtoku a kompresnímu poměru. Správně.

Čerpací linka

Další provozní linka známá jako „čerpací linka“ se skládá z provozních bodů kompresoru, kde účinnost klesá po aerodynamickém zablokování lopatek. Vzdálenost mezi těmito dvěma provozními linkami se nazývá „rozpětí čerpání“.

Pokud vzduch mezi dvěma po sobě následujícími lopatkami dosáhne rychlosti zvuku, je proudění vzduchu blokováno na generované tlakové frontě.

Při vysoké rychlosti je čerpání spojeno s oddělením posledních stupňů a zablokováním hlavních stupňů, zatímco při nízké rychlosti je to naopak.

Odpojení kompresoru již neumožňuje udržovat úroveň tlaku za spalovací komorou. Následky jsou pak katastrofické pro provoz motoru z hlediska výkonu a bezpečnosti (riziko mechanického poškození, vypnutí motoru).

Vypouštěcí ventil

Během spouštění a během přechodných změn letu je nutné odvádět vzduch z vysokotlakého kompresoru do nízkotlakého rozdělovače turbíny. Během startování odlehčí startér a za letu eliminuje účinky rušení, což snižuje čerpací rezervu.

Toto zařízení zvané vypouštěcí ventil (TVB: Transient Bleed Valve) je řízeno regulací a umožňuje pokles tlaku v HP kompresoru.

Řešení s více těly

V každé fázi dochází ke zvýšení tlaku, ale také teploty; avšak pro daný stupeň je poměr vstupního a výstupního tlaku vyšší, čím nižší je vstupní teplota (méně expandovaný vzduch je stlačován snadněji).

Pro danou rychlost otáčení všech stupňů se vstupní teploty v každém stupni zvyšují s postupujícím průtokem, a proto se snižuje kompresní poměr na stupeň (protože pro daný stupeň je kompresní poměr čím vyšší, tím nižší je vstupní teplota).

V axiálním kompresoru se proto snižují tlakové poměry každého stupně a pro udržení vysokých tlakových poměrů na stupeň by bylo nutné zvýšit rychlost otáčení nejteplejších stupňů, a proto je myšlenka rotace několika kompresorů na různé rychlosti a realizace řešení s více těly (dvojitá, trojitá).

Například výhody dvojitého těla ve srovnání s jedním tělem jsou:

méně čerpání při nízkých rychlostech (tělo HP se otáčí rychleji, což zabraňuje uvíznutí);
účinnost komprese se zlepšuje při nízkých rychlostech;
tah při volnoběžných otáčkách je nižší a spotřeba je snížena;
spuštění je usnadněno, protože je spuštěno pouze tělo HP;
zrychlení je rychlejší kvůli snížené setrvačnosti.

Multi těla jsou složitější a jejich počáteční náklady jsou vyšší, ale v provozu je rozdíl ve prospěch multi těla.

Spalovací komora

Všeobecné

Spalovací komora je součástí proudovým motorem, jehož úkolem je zvýšit teplotu vzduchu vycházejícího z kompresoru spalováním paliva, aby bylo možné dodávat horkých plynů do turbíny a podílet se na pohon pomocí jejich rozšíření do vstřikovací trysky.

Spalování tam musí být optimální a tok v dolní části proudového motoru nesmí být vystaven příliš velké tlakové ztrátě [tlakové ztrátě]. Vzduch musí procházet komorou při relativně nízké rychlosti, menší než 100 m / s . Plamen je omezen na velmi nízké oblasti otáček napájeného o jedné desetině rychlosti toku vzduchu skrz komoru a teplotou v nejvyšším bodě blížící se 2000 ° C . Teplota se velmi rychle sníží zředěním zbytkem vzduchu procházejícího komorou, aby se dosáhlo hodnoty kompatibilní s odporem materiálů turbíny.

Aby byla zajištěna dobrá mechanická pevnost stěn komory, musí být teplota omezena na přibližně 900 ° C (v závislosti na použitých žáruvzdorných materiálech).

Spalovací reakce

Mechanismus spalování uhlovodíků ve vzduchu je exotermická reakce, která zahrnuje palivovou směs:

buď v plynném stavu a v optimálním takzvaném stechiometrickém poměru bohatosti ;
buď při minimální teplotě, která umožňuje vznícení;
nebo při minimálním tlaku.

Teplota plamene pak za těchto podmínek dosáhne maxima a zvyšuje se s počáteční teplotou směsi. Pokud tyto podmínky nejsou splněny, tato teplota rychle klesá.

Teplota vznícení umožňující chemickou reakci s plamenem umožňuje:

samovolné vznícení směsi, pokud je zachováno;
asistované zapalování, pokud je nad směsí vyvýšen bod směsi.

Energie potřebná k zapálení je o to důležitější, když:

teplota směsi je nízká a těkavost paliva je nízká;
tlak směsi je nízký;
bohatost směsi se liší od stechiometrického poměru ;
průtok směsi je vysoký.

Limity autonomního spalování jsou:

bohatost směsi v důsledku přebytečného paliva;
chudoba výchozí palivové směsi;
maximální plynná bohatost, která omezuje spalování při nízkých teplotách směsi;
zóna samovznícení, která omezuje provoz při vysokých teplotách směsi.

V laminárním proudění čelo plamene sleduje změnu rychlosti proudění směsi, ale ve spalovací komoře proudového motoru je tok směsi vysoce turbulentní. Míchání produktů spalování se směsí přicházející do komory vede k generalizovanému spalování v komoře s velmi krátkými reakčními časy. Pokud se průtok příliš zvýší, doba pro udržení čerstvé směsi v komoře bude kratší než zpoždění vznícení a plamen bude vypuzen ze spalovací komory: toto je foukací jev, který se také nazývá „ vyfukování “.

Existuje mnoho příčin zániku spalovací komory, ale jsou způsobeny dvěma hlavními jevy:

příliš nízká reakční rychlost způsobená hlavně příliš nízkým tlakem směsi a / nebo příliš nízkou teplotou plamene
nedostatečná doba zdržení palivové směsi způsobená hlavně příliš pomalým odpařováním paliva a / nebo příliš velkým průtokem palivové směsi

Je zřejmé, že vyhynutí za letu může představovat, je-li několikanásobné, riziko nehody, protože pravděpodobnost opětovného zapálení za letu závisí na:

čas k dispozici před přistáním na zemi ( např .: bez motorizace ve výšce 3000 m pro rychlost 460 km / h ……, A320 (hmotnost 60 t ) klesá rychlostí 9 m / s );
stres posádky v tomto typu situace;
zhoršené podmínky faktorů opětovného zapálení (ztráta plnicího tlaku, zapálení na jedné zapalovací svíčce, nízká rychlost autorizace, počasí).

Výkon spalovací komory Výtěžek

Pokud Q je množství tepla uvolněného každou sekundu spalováním paliva a Q 'je množství tepla, které by bylo možné získat úplným spalováním, poměr? = Q / Q 'představuje účinnost spalovací komory.

Specifická spotřeba souvisí s účinností spalování. Aby se to zlepšilo, je nutné zajistit směs oxidačního činidla a paliva co nejintimnější získáním vířivého toku mezi lineárními proudy na vstupu a na výstupu. Aerodynamický design spalovací komory je proto obzvláště komplikovaný.

Parametry ovlivňující spalování

Hlavní parametry ovlivňující spalování jsou:

teplota vstupující do komory;
vstupní tlak v komoře;
rychlost proudění u vstupu do komory.

Bohatství závisí na vstupních a výstupních teplotách komory, ale také na letových podmínkách. Je maximální při vzletu, během jízdy klesá a v přechodných podmínkách může dosáhnout minimální hodnoty (například při náhlém snížení plynu). Bohatství se může lišit v poměru od 1 do 10 v závislosti na motorech a podmínkách použití za letu.

Tlak na vstupu do komory se může pohybovat od 0,2 baru do 30 barů a teplota na vstupu od -40 ° C do 650 ° C v závislosti na provozním rozsahu proudového motoru.

Na druhou stranu musí být komora za určitých letových podmínek schopna znovu nastartovat a mít stabilní provozní rozsah pro autorotaci (vojenská letadla) po vyhynutí ve výšce. Po panování musí spalování umožnit motoru zrychlit do nadmořských výšek nad 10 000 m , v závislosti na typu letadla.

Letecká paliva Obecné vlastnosti

Letecké palivo musí mít následující vlastnosti:

vysoká výhřevnost na jednotku hmotnosti pro podporu autonomie letu;
vysoká hustota pro snížení objemu nádrží s danou hmotností;
nízká hořlavost za podmínek teploty a tlaku za účelem zvýšení bezpečnosti letu;
dobrá mazivost zaručuje dobrou životnost čerpadel a různých komponent, kterými palivo prochází;
cena slučitelná s ekonomikou letecké dopravy pro civilisty.

Dnes je to nenasycený uhlovodík, petrolej , který nejlépe splňuje všechna tato kritéria.

Charakteristiky různých paliv používaných v letectví

Hustota: 0,8 pro TRO (F34, F35) a 0,75 pro TR4 (F40)
Spodní výhřevnost: 43 054 J / kg
Stechiometrická bohatost: Dc / Da = 0,06
Maximální teplota po spalování: přibližně 2 200 K se vzduchem při 300 K
ɣ = Cp / Cv spálených plynů při 1000 K : 1,3
ɣ = Cp / Cv spálených plynů při 2000 K : 1,2

Poznámka: pokud je směs stechiometrická, má petrolej a čistý kyslík teplotu 3 500 K.

Rychlost plamene - stabilita spalování

Rychlost čela plamene (v homogenní směsi) je ve srovnání s rychlostí proudění kapaliny v proudovém motoru relativně nízká a zvyšuje se:

s tlakem směsi;
s hustotou kapiček paliva a jejich vstřikovacím tlakem v komoře.

Aby bylo možné spalování, nesmí být rychlost proudění větší než rychlost šíření plamene. Pro kontinuální vstřikování paliva za účelem získání stabilního plamene je tedy nutné, aby se vstřikované kapičky paliva rychle setkaly se zapálenými kapičkami paliva, aby se obnovilo dostatek energie pro jejich vlastní zapálení.

Aby se zabránilo vyfukování plamene, je průtok zpomalen na rychlost kompatibilní se spalováním. Za tímto účelem je komora spojena s kompresorem umístěným proti proudu divergentem.

Turbína

Fotbalová branka

Úkolem turbíny je přeměnit tlakovou energii plynů opouštějících spalovací komoru na kinetickou energii a poté na mechanickou energii, která pohání ventilátor nebo ventilátor, kompresor a různá servisní zařízení. Energie zbývající na výstupu z turbíny přispívá k tahu reaktoru.

Zásada

V podzvukovém toku je vztah mezi rychlostí, tlakem a hustotou kapaliny charakterizován Bernoulliho větou . Expanze plynů v turbíně se dosahuje zrychlením kapaliny v konvergentu a část zpětně získané kinetické energie se přemění na motorickou práci.

Popis a funkce

Obecně platí, že turbíny, které se vyskytují na proudovém motoru, jsou axiálního typu; průtok je tedy rovnoběžný s osou motoru. Expanzní stupeň turbíny se skládá z mřížky pevných lopatek s názvem [Distributor] a mřížky mobilních lopatek s názvem [Oběžné kolo]. Když odebíraný výkon přesahuje možnosti jednostupňového, použijí se vícestupňové turbíny.

Role distributora

Plyny opouštějící spalovací komoru vstupují do rozdělovače, který je vychyluje pod úhlem v tangenciálním směru [oběžného kola]. Transformuje jejich tlakovou energii na energii kinetickou konvergujícím účinkem. Takto získané zrychlení toku je doprovázeno poklesem tlaku a teploty. $\ propto$

Role kola

Plyny na výstupu z rozdělovače vstupují do mobilního [kola] pod úhlem dopadu, který má za následek nerovnoměrné rozložení tlaků na spodní povrch a horní povrch lopatek. Tlak vyvíjený tekutinou na spodní povrch je větší než tlak vyvíjený na horní povrch a vytváří tak aerodynamický výsledek, který uvádí mobilní kolo do pohybu a přeměňuje část kinetické energie na mechanickou energii.

Ke zvýšení užitečné mechanické energie je nutné:

buď zvýšit rychlost kapaliny;
buď zvětšit úhel dopadu ; $\ propto$
nebo jednat na obou současně.

Výkon Síla vyvinuta

Síla vyvinutá turbínou lze vyjádřit následujícím vzorcem:

{\ displaystyle W = J \ krát (D5 + dc) \ krát [(Cp5 \ krát T5) - (Cp6 \ krát T6)]}

$\ scriptstyle {\ text {W}} \ mapsto {\ text {Síla vyvinutá turbínou ve wattech}}$

${\ displaystyle \ scriptstyle {\ text {J}} \ mapsto {\ text {Mechanický ekvivalent kilokalorie = 4 186 J / kcal}}}$

$\ scriptstyle {\ text {D5}} \ mapsto {\ text {Průtok vzduchu turbínou v kg / s}}$

$\ scriptstyle {\ text {dc}} \ mapsto {\ text {Průtok paliva vstřikovaný do spalovací komory v kg / s}}$

$\ scriptstyle {\ text {Cp}} \ mapsto {\ text {měrné teplo plynů, které se mění podle teploty a bohatosti}}$

$\ scriptstyle {\ text {T5}} \ mapsto {\ text {vstupní teplota turbíny v K}}$

$\ scriptstyle {\ text {T6}} \ mapsto {\ text {výstupní teplota turbíny v K}}$

Výpočet výkonu vyvinutého motorem Olympus na zemi s následujícími hodnotami parametrů:

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

pro = 0,018 65 hodnotu bohatosti směsi vzduch-palivo máme následující specifické hodnoty tepla: $\ scriptstyle \ propto$

T5 = 1293 K Cp5 = 0,262 6 $\ pravá šipka$
pro T6 = 948 K Cp6 = 0,253 7 $\ pravá šipka$

Síla vyvinutá turbínou motoru Olympus je pak W = 77 600 000 W nebo 105 300 hp

Tento výkon, který je malou částí celkového výkonu reaktoru, se používá hlavně k pohonu kompresoru a zařízení.

Omezení

Turbína je součástí proudového motoru, který pracuje v nejnáročnějších podmínkách:

vysoká teplota ;
vysoké odstředivé síly;
vysoké tepelné namáhání, zejména při zapalování a hašení spalovací komory;
oxidační atmosféra;
vibrace během průchodů v rezonančních režimech.

Kromě toho jakékoli zvýšení rychlosti plynů vede ke zvýšení rychlosti otáčení pohyblivého kola, a tedy i obvodové rychlosti, omezené z hlediska mechanické pevnosti. Příliš velké zvýšení úhlu dopadu toku vzhledem k načasování lopatek by vedlo k aerodynamickým poruchám vedoucím k nadměrným poklesům tlaku.

Během adiabatické komprese dochází ke zvýšení entalpie a při expanzi dochází k reverzu, což vede k tomu, že turbína je schopna absorbovat více energie, než může poskytnout kompresorový stupeň. Rovněž z tohoto důvodu v turbíně fenomén čerpání nebo rotace zhasnutí neexistuje.

Zvýšení výkonu absorbovaného turbínou se dosáhne otevřením sekce trysky (nebo hrdla následného rozdělovače) pro zvýšení expanze.

Kvalita turbíny se hodnotí podle její expanzní účinnosti a její absorbovaný výkonový limit závisí na rychlosti vzduchu mezi jejími lopatkami (blokování, pokud Mach = 1).

Výtěžek

Stejně jako ve vstupním pouzdru, kompresoru nebo spalovací komoře je transformace, kterou prochází tok v turbíně, nedokonalá, a proto je pojem účinnosti:

Skutečný vstupní tlak turbíny P5;
Skutečný výstupní tlak turbíny P6;
Skutečná teplota na vstupu do turbíny;
Skutečná výstupní teplota turbíny T6;
T6. Teoretická výstupní teplota turbíny;
Sr výstupní část rotoru.

Pokud by transformace energie byla bezztrátová, měli bychom:

{\ frac {T6th} {T5}} = \ left ({\ frac {P6} {P5}} \ right) ^ {{{{\ frac {Sr-1} {Sr}}}}

z této rovnice a při znalosti P5, P6 a T5 můžeme vypočítat T6th, která je vždy vyšší než skutečná T6, a proto je skutečná účinnost turbíny přibližně:

{\ frac {T6-T5} {T6th-T5}}

V praxi je tato účinnost změněna existencí obtokových průtoků (průtoků, které nepracují v turbíně obcházením lopatek a protahováním skrz radiální vůle mezi rotory a statory). Tyto průtoky jsou nižší a nižší díky aktivním systémům, jako jsou LPTACC a HPTACC, nebo pasivním mechanismům, jako jsou obrušovatelné materiály. Jedná se o drobivé „tavitelné“ části ve voštinách, z materiálu méně tvrdého než paty čepelí. Při záběhu se nože opotřebovávají obrušovatelem, aby se upravily radiální vůle bez poškození nožů, a tím se upravily části tak, aby se omezily průtoky obtoku. Chlazení lopatek Role

Povinnost snížit spotřebu paliva vyžaduje vyšší teploty na vstupu do turbíny a zvýšení kompresního poměru po proudu, protože zisk v SFC je o to větší, jaký je.

Zvýšení teploty na vstupu do turbíny také umožňuje:

ke zvýšení tahu na jednotku proudu ohřátého vzduchu;
snížit hmotnost paliva, aby se odnesl nebo zvětšil dojezd;
a pro daný tah zmenšit rozměry a hmotnost motoru.

Zásada

Lopatky jsou chlazeny konvekcí pomocí chladnějšího vzduchu odebíraného z následného kompresoru. Tato dávka na úkor výkonu je uložena výrobci motoru z hlediska kompromisu a rozvahy.

Chlazení lopatek umožňuje vyšší teploty, což zvyšuje celkovou účinnost cyklu turbíny, ale to odpovídá deficitu motoru, protože bylo nutné vynaložit více energie na jeho stlačení, když nezasahuje. Ne v tam.

V současné době jsou teploty dosažené na výstupu spalovací komory a vzhledem k přijatým průtokům chlazení celkově vyvážené.

K chlazení lopatek turbíny se používají dva hlavní procesy:

vnitřní konvekce;
ochranný film.

Vnitřní konvekce

Vnější stěna čepele je ochlazována výměnou kalorií mezi horkými vnějšími plyny a čerstvými plyny cirkulujícími uvnitř čepele a vypouštěnými na zadní hraně. Duté lopatky jsou vybaveny trubkami typu:

obložení pro pevné lopatky (rozdělovače);
kanály nebo dutiny pro mobilní lopatky.

Ochranný film

Chlazení vnitřní konvekcí lze doplnit ochlazením stěn ochrannou fólií. Proud čerstvého vzduchu cirkulujícího v lopatce se odebírá z proudu vzduchu, který se promítá ven na přední a zadní hranu, aby se vytvořila ochranná tekutinová stěna, která izoluje vnější část lopatky. Úsvit horkých plynů.

Ochranný vzduchový film je vytvořen pomocí malých otvorů vyvrtaných na náběžné hraně nebo na zadní hraně laserem nebo elektroerozí.

Technologie

Metalurgie čepelí se vyvinula z výroby čepelí odléváním přes směrované tuhnoucí slitiny, což vedlo k monokrystalickým čepelím, pro které jsou velmi důležité teplotní zisky. Metalurgie turbínových disků se také vyvinula ve směru lepšího mechanického a tepelného odporu se zvýšením otáček a výstupních teplot spalovací komory.

Výroba čepelí

Dalším způsobem, jak zlepšit teplotní odolnost lopatek turbíny, je vyvinout nové materiály odolné vůči velmi vysokým teplotám a vyvinout metalurgii slitin použitých při jejich výrobě.

Slitiny

Slitina se skládá z jednoho nebo více obecných kovů zvané matrici, ke které se přidá chemické prvky, které umožňují zlepšit určité vlastnosti tento, jako jsou:

mechanická odolnost;
tvrdost;
odolnost proti korozi;
odolnost proti tečení;
atd.

V mikroskopickém měřítku se slitina jeví jako aglomerát zrn (krystalů). Pokud se tuhnutí provádí bez zvláštních opatření, orientace zrn je narušena a vlastnosti materiálu jsou znatelně stejné ve všech směrech: hovoří se pak o struktuře EQUIAXE.

Aby se upřednostňovala pracovní osa umožňující lepší mechanickou pevnost, existují procesy, které umožňují nasměrovat krystaly privilegovaným směrem: tomu se říká slitina s přímým tuhnutím.

Jiné způsoby umožňují získat slitiny s jediným zrnem, což jim dává ještě lepší vlastnosti, problém spočívá v podstatě v získávání monokrystalických částí velkých rozměrů.

Některé takzvané „eutektické“ slitiny tuhnou při konstantní teplotě jako čisté látky a umožňují získat jemné a homogenní struktury zrn.

Další proces zvaný „prášková metalurgie“ umožňuje mícháním složek v práškové formě a následným lisováním pod vysokým tlakem získat součásti přímo v jejich hotových rozměrech, jako jsou kotouče turbíny.

Typologie

V proudových motorech s dvojitým tělesem se turbína skládá z jednoho nebo více stupňů (stator-rotor) při vysokém tlaku (HP) a druhého při nízkém tlaku . HP turbína, jejíž žebra jsou vystavena proudu nejžhavějších spalin, je nejkomplikovanější částí z hlediska odporu materiálu a aerodynamiky. Existují dva typy turbín, jedna akce a druhá reakce.

U akční turbíny (upřednostňované řešení pro turbovrtulové motory a turbínové motory ) se expanzní práce (téměř kompletní) provádí pouze ve statoru. Takto vytvořená kinetická energie bude rekuperována ve formě mechanické energie za účelem pohonu kompresoru, redukčního převodu, vrtule nebo případně rotačního křídla, jakož i příslušenství nezbytného pro motor.

V reakční turbíně dochází k expanzi jak ve statoru, tak v rotoru. Kromě toho je u tohoto typu turbíny uvolněna pouze „malá“ část energie plynů, aby se získala zpět ve formě mechanické energie, vzhledem k tomu, že sestava turbíny a kompresoru (přidejte k tomu ventilátor) je méně "těžký" na pohon než sestava s vrtulí. Zbývající energie bude znovu získána na trysce ve formě kinetické energie, aby se vytvořil tah.

Vyhazovací kanál

Všeobecné

V ejekčním kanálu dochází k expanzi užitečné pro pohon přeměnou zbývající energie (tlaku a teploty) plynů na rychlost po průchodu turbínou. Tah proudového motoru bude o to silnější, čím větší bude rychlost vysunutí.

Vyhazovací kanál se u motorů bez dodatečného spalování skládá z krytu výfuku a trysky. U motorů s následným spalováním zahrnuje vyhazovací kanál topný systém umístěný mezi skříní výfuku a vyhazovací tryskou.

Kryt výfuku

Pouzdro výfukového potrubí umístěné za turbínou zajišťuje vnitřní a vnější kontinuitu průtoku, což umožňuje u dvouproudových motorů oddělit horký tok od studeného.

Vyhazovací tryska Role vyhazovací trysky

Uvnitř proudového motoru je tok podzvukový a pokud je výstup turbíny prodloužen tryskou, umožňuje to zrychlit hmotu plynu až k výstupní části zvané Col , která konverguje pro nejjednodušší část určující maximální průtok plynu které lze vysunout. Tryska tedy zajišťuje vysunutí spalin a jejich návrat do okolního tlaku tak, že zrychlení toku, což vede z něho vytváří tah na turbojet.

Úkon

Vystřikovací část trysky je v praxi stanovena tak, aby při maximálních otáčkách motoru rychlost proudění tam dosahovala rychlosti zvuku, tj. Mach 1 , a aby se statický tlak v hrdle rovnal tlakovému atmosférickému tlaku .

Pokud je rychlost toku menší než rychlost zvuku, není vytlačený hmotnostní průtok maximální, plyny expandují na atmosférický tlak v hrdle a tryska se považuje za vhodnou: tento případ odpovídá všem nižším režimům. maximální rychlost.

Optimální funkce trysky je dosaženo pro vhodnou trysku (tlak v hrdle = atmosférický tlak), byl vyvinut princip trysky s proměnlivým průřezem, který umožňuje přizpůsobení výstupní části různým otáčkám motoru.

U motorů bez opětovného zahřívání konvergentně-divergentní tryska umožňuje, aby tok v hrdle byl zvukový, aby urychlil tok v rozbíhající se části za účelem získání dalšího tahu, přičemž rychlost vyhození plynu pak mohla být nadzvuková.

Provozní rychlost motoru je proměnlivá v závislosti na letové obálce, divergentní část musí být proměnlivá, jinak by v případě podzvukového proudění v hrdle divergentní průtok zpomalil a účinnost trysky by poklesla.

Je-li statický tlak plynů příliš vysoký (vyšší než dvojnásobek atmosférického tlaku), vede jednoduchý komolý kužel k prasknutí paprsku; poté je pozorována řada rázových vln, dokud se statický tlak paprsku nevyrovná atmosférickému tlaku. Tyto rázy, které vedou ke ztrátě nepoužitelné energie v pohonu, způsobují pokles celkové účinnosti trysky.

Vlastnosti

Tryska je umístěna za turbínou a je složena pro nejjednodušší komolý kužel, jehož horní část je větší než dolní část. Aby se zabránilo prasknutí paprsku a vytvoření rázových vln, používají se konvergentně-divergentní trysky. U motorů s topením lze použít trysky s odlišným výstupem a variabilním profilem.

Některé trysky mohou také přijímat příslušenství, například:

tlumič;
obraceč tahu.

Účinnost pohonné látky

V proudovém motoru dodává kompresor, spalovací komora a sestava turbíny horké stlačené plyny, které uvolňují svou energii za účelem pohonu letadla. Tato energie by měla být uvolňována co nejúčinněji a přitom spotřebovávat co nejméně paliva. Poté je nutné optimalizovat účinnost hnacího plynu.

Obecně platí, že pohonná účinnost klesá, když se zvyšuje rychlost vyhození, což nás vede k závěru, že pro podzvukové rychlosti je nutné zpomalit rychlost vyhození a zvýšit hmotnost vystřikované kapaliny, aby se získal potřebný tah. V tomto případě bylo nutné najít řešení, která nespotřebovávají mnoho paliva, a dnes se v komerčním letectví běžně používá technika s dvojitým tokem a vysokou rychlostí ředění.

Obecná zásada je následující:

je použita maximální teplota povolená metalurgií;
kompresní poměr se zvyšuje, aby se maximalizovala tato teplota, aby se získala s menším množstvím paliva (optimalizace tepelné účinnosti);
horké plyny se nechají pracovat v turbíně před jejich vyvržením, aby se urychlil tok čerstvého vzduchu, který se podílí na pohonu.

Jinými slovy, kapalina použitá k pohonu se rozdělí na dva toky:

primární tok nebo horký tok, který následoval po termodynamickém procesu;
sekundární tok nebo studený tok, který přijímá pouze mechanickou energii.

Pohonná účinnost motoru se významně zvyšuje pro hodnoty ředění blízké 5 a rychlosti vyhození jsou takové, že tok za studena vytváří 80% celkového tahu.

Typologie

Mezi turbínovými stroji používanými v letectví se v kategorii proudových motorů rozlišuje několik typů:

Jednoproudové proudové motory tzv. Protože jediný proud vzduchu prochází generátorem plynu
Dvouproudové proudové motory se skládají z generátoru plynu (horký primární tok), kolem kterého je směrován sekundární (studený) tok generovaný ventilátorem odpovědným za zachycení průtoku většího než je generátor plynu.

V každém z těchto typů strojů jsou to struktury jako:

Jedno tělo
Více těl

Z těchto dvou charakteristik byly vyvinuty varianty, z nichž každá reaguje na problémy tahových charakteristik, účinnosti, nákladů atd. podle potřeb výrobců letadel.

Chronologie závislá na technickém a technologickém vývoji znamenala, že první proudové motory byly jednoproudové a jednodílné. Byly vybaveny generátorem plynu obsahujícím jedinou spojenou sestavu kompresoru a turbíny, přičemž kompresor mohl být odstředivý nebo axiální.

V současné době je kvůli zvýšení výkonu, pokud jde o tah a spotřebu paliva, kompresor rozdělen na několik částí rotujících při různých rychlostech. Aby bylo možné tyto kompresory pohánět, byly k nim připojeny samotné turbíny.

Každý propojený pár kompresor-turbína se nazývá karoserie nebo spojka a dnes může být jednoproudový nebo dvouproudový proudový proud typu Single-Body, Double-Body nebo Triple-Body v závislosti na výrobcích a oblastech použití.

Jednoduché tělo

V tomto typu stroje generátor plynu obsahuje jedinou rotující sestavu zvanou těleso, která obsahuje kompresor a turbínu připojenou ke stejné hřídeli, a proto se otáčí stejnou rychlostí.

Vícetělové

Řešení s dvojitým tělesem lze aplikovat na dvouproudový proudový motor i na jednoproudový proudový motor. Jedná se o složitou technologii, která šetří hmotnost a délku a umožňuje také spuštění vyžadující méně energie.

V tomto typu stroje má generátor plynu dvě mechanicky nezávislé rotující sestavy:

takzvané těleso kompresorové turbíny LP ;
takzvané těleso kompresorové turbíny HP .

Turbína spojená s LP kompresorem se nazývá LP turbína a turbína spojená s HP kompresorem se nazývá HP turbína

Každý z párů kompresor-turbína se otáčí svou vlastní rychlostí a pak mluvíme o dvoumotorových nebo dvouproudových proudových motorech . Rychlost otáčení dvou těles se liší, tyto motory vyžadují dva delší a těžší soustředné hřídele . Na oplátku se výnos jasně zlepší.

Oba hřídele se obecně otáčejí ve stejném směru, aby nedošlo k nadměrné rychlosti otáčení ložisek (nebo ložisek), která je spojují. V určitých případech se však otáčejí různými směry, což má tu výhodu, že nehromadí gyroskopické momenty a umožňuje lepší aerodynamickou účinnost . Na druhou stranu dynamické buzení, které je výsledkem dvou protiběžných těles, je funkcí součtu režimů otáčení obou těles - místo funkce rozdílu režimů v případě souběžného otáčení - proto velmi vysoká, což představuje problémy s odolností proti vibracím .

Všechny motory nové generace jsou dvouválcové nebo dokonce trojité pro ty, které mají velmi vysokou ředicí rychlost . Tato druhá konfigurace je specifická pro rodinu motorů Rolls-Royce „ Trent “ pro civilní letectví. Vyznačuje se přítomností další sestavy kompresoru a turbíny zvané PI (pro střední tlak).

Jednoproudový proudový motor

V tomto typu stroje prochází veškerý proud vzduchu generátorem plynu.

Vyrobený tah závisí na hmotnosti vzduchu vstupujícího do generátoru plynu a na zrychlení, které mu je dáno. Pracovní bod tohoto typu proudového motoru je v zásadě charakterizován rychlostí otáčení sestavy kompresoru a turbíny a vstupní teplotou turbíny.

Oblast použití

Jednoproudové proudové motory jsou hlučné, znečišťují a mají vysokou měrnou spotřebu. Dosahují pouze svého nejlepšího výkonu nad Mach 1 .

Díky své účinnosti a spotřebě se proudový motor Simple Flux používá hlavně pro vysoké letové rychlosti a ve vojenské oblasti. Tyto motory mohou být vybaveny přídavným spalováním pro velké zvýšení tahu během krátké doby.

„Dvouproudový“ proudový motor

U tohoto typu proudového motoru se přivádí více vzduchu, než je nutné pro generátor plynu, aby se snížila spotřeba paliva a zvýšila účinnost pohonu. Dodatečný průtok (nebo průtok) proudí jako obtok kolem generátoru plynu.

Ačkoli levnější při podzvukových rychlostech a méně hlučné proudové motory na dual stream (nebo turbofans anglicky) se objevily v 60. letech . V těchto motorech může velké dmychadlo absorbovat velký hmotnostní průtok, který prochází LP kompresorem pouze částečně . Vzduch předtlačený dmychadlem, které neprochází do LP kompresoru , se nazývá studený proud , obchází horkou část až k trysce, kde je vytlačován, smíchán nebo nikoli s horkými plyny (horký proud). To umožňuje při středních rychlostech pod přibližně 1,5 Mach zvýšit tah zvýšením průtoku plynu a podstatně snížit hladinu hluku. Ve výjimečných případech, například u General Electric CF700 nebo General Electric CJ805-23 , není dmychadlo umístěno v přední části motoru, ale vzadu. Tato funkce se v anglicky mluvících zemích označuje jako „ zadní ventilátor “.

Podíl vzduchu tvořícího studený tok, který je proměnlivý podle motorů, se vyjadřuje poměrem sekundárního hmotnostního toku (nebo studeného toku) k primárnímu hmotnostnímu toku (nebo horkého toku). Tento poměr se nazývá rychlost ředění . Vojenské motory optimalizované pro nadzvukový let mají rychlosti ředění menší než 1, zatímco civilní nebo vojenské motory optimalizované pro plavby kolem Macha 0,8 mají rychlosti ředění mezi 5 a 10. Dvouproudové motory a vysoká rychlost ředění odvozují většinu svého tahu od chladu průtok (80%), horký průtok představuje 20% tahu.

Výhody a oblast použití

Vývoj turbovrtulových motorů a obtokových reaktorů vybavených velmi velkým ventilátorem se do značné míry vyvinul pro rozsahy podzvukových otáček. S vyšším průtokem vzduchu a nižší teplotou plynu pro stejný tah je jejich účinnost vyšší a jejich spotřeba nižší. Jelikož je zatížení paliva sníženo, umožňuje to vyšší užitečné zatížení.

Účinnost pohonu, což je poměr síly potřebné k letu a vyrobené tepelné energie, ukazuje pro daný tah, že tato účinnost by byla o to vyšší, protože by byl také vyšší průtok vzduchu: řešení, které by spočívalo ve zvýšení průtok vzduchu bez zvýšení průtoku paliva by proto byl přijatelný, ale není tomu tak, protože to má za následek snížení tepelné účinnosti. Ke zvýšení průtoku vzduchu bez snížení tepelné účinnosti je tedy zapotřebí řešení: rozdělte celkový průtok vzduchu na dva proudy:

průtok pro generátor plynu k udržení optimální tepelné účinnosti;
průtok proudící v obtoku a smíchaný s horkým proudem buď v trysce, nebo v atmosféře.

Dvojitý tok dosahuje kompromisu mezi jednoproudovým proudovým motorem, jehož účinnost je zajímavá pouze při vysoké rychlosti, a turbovrtulovým motorem s omezenou rychlostí. Kromě toho je vylepšena měrná spotřeba a provoz je tišší. Následné spalování lze přesto integrovat do sestavy s vyšší účinností než v případě jednoproudového proudového motoru. Mnoho moderních stíhacích letadel má také turboventilátory vybavené přídavným spalováním ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor atd.).

Proudové subsystémy

Vnitřní vzduchový okruh

V dvouproudém proudovém motoru je vzduch používaný k natlakování labyrintových těsnění odebírán za nízkotlakým kompresorem. Chladicí vzduch horkých částí, jako jsou rozdělovače a lopatky turbíny HP, je odebírán z výstupu kompresoru HP .

Vnitřní vzduchový okruh také umožňuje vyvíjet zpětný tlak na kotouče kompresoru a turbíny, aby se snížily axiální síly na ložiska.

V zájmu zachování dostatečného výkonu jsou úniky vzduchu omezeny umístěním labyrintových těsnění do celého motoru. Aktivní řízení radiálních vůlí mezi rotory a pouzdry turbíny (vysoký a nízký tlak) je zajištěno vysíláním vzduchu nasávaného z výstupu vysokotlakého kompresoru, jehož průtok je řízen samotným ventilem řízeným regulací motoru. . Tento „čerstvý“ vzduch se používá k chlazení klikové skříně pomocí nárazových vzduchových trysek. Řízení tohoto proudu vzduchu umožňuje řídit expanzi pláště, a tím i radiální vzdálenosti mezi statorem a rotorem (přesněji mezi žebry a obrušovatelnými prostředky). Cílem manévru je být schopen omezit „obtokové“ toky (ztráty) ve všech fázích letu. Tento systém se pro aktivní kontrolu vůle nazývá ACC a předchází jí LPT nebo HPT (aktivní kontrola vůle nízkotlaké turbíny a aktivní kontrola vůle vysokotlaké turbíny). Toto rozlišení je důležité, protože řízení toku není u obou turbín stejné.

Vnější vzduchový okruh

U dvouproudového proudového motoru plní obvod vnějšího vzduchu různé funkce na samotném motoru i na letadle.

Vzduch se obvykle odebírá z kompresoru HP a lze jej použít:

na motoru:
- pro odmrazování přívodu vzduchu,
- aby se zabránilo čerpání kompresoru díky vypouštěcímu ventilu,
- sloužit jako informace o tlaku a teplotě pro řízení motoru;
v letadle:
- pro přetlakování a klimatizaci kabiny,
- pro odmrazování vrchlíku,
- pro natlakování určitých nádrží (hydraulických, vodních, palivových),
- pro spuštění jiných motorů.

Určité příslušenství, které se výrazně zahřívá, je chlazeno cirkulací vzduchu a gondola motoru je odvětrávána sekundárním proudem nebo venkovním vzduchem.

Olejový okruh

Mazání spočívá v zajištění vytvoření a obnovy olejového filmu na částech vyžadujících mazání, jako jsou ložiska, a také v odvádění tepla. Použité oleje závisí na zatížení a teplotních podmínkách a jsou v současné době převážně syntetického původu, protože mají větší teplotní rozsah a delší životnost než oleje minerálního původu.

Olejový okruh plní funkce:

úložný prostor;
přívod tlaku;
filtrování;
zotavení;
chlazení;
odplyňování;
ovládání provozu měřením tlaku a teploty;
kontrola opotřebení magnetickou zátkou;
kontrola zanesení filtru.

Spusťte funkci

Funkce spuštění musí zajistit:

spuštění spojky kompresor-turbína;
přívod paliva během spouštěcí fáze;
zapalování zapalovacích svíček spalovací komory.

Zahájení

Tato funkce spočívá v otáčení rotující sestavy generátoru plynu tak, aby kompresor mohl zásobovat spalovací komoru vzduchem. Točivý moment (C) požadovaný pro pohon závisí na rychlosti otáčení a teplotě. Zpočátku silně roste a klesá, když dojde k zapálení a stroj zrychlí. Od určité rychlosti se tento točivý moment stává nulovým a motor je považován za autonomní.

Dodávky paliva

Tato funkce řídí napájení hlavních a startovacích vstřikovačů. Startovací vstřikovače umožňují šíření plamene a vznícení paliva nastříkaného hlavními vstřikovači. Palivo je dodáváno pod tlakem pomocí čerpadla a průtok potřebný pro spuštění je určen konkrétním dávkovacím zařízením.

Zapalování

Tato funkce umožňuje zapálit palivovou směs pomocí jisker vytvářených vysokonapěťovými zapalovacími svíčkami.

Spusťte cyklus

Tento cyklus je charakterizován vývojem parametrů:

teplota plynu;
rychlost otáčení ;
akcelerace.

Spouštěcí sekvence se provádí specifickou vyhrazenou funkcí proudového motoru.

Opětovné zapálení Za letu

Postup opětovného zapalování za letu se liší od pozemního zapalování v tom, že vypuštění již bylo provedeno.

Tento postup opětovného zapalování je založen na tzv. Fenoménu „větrného mlýnu“. Když se říká, že je motor „zastaven“, už nevytváří tah, ale relativní rychlost letounu nutí vzduch cirkulovat v motoru. Tyto proudy vzduchu jsou dostatečné k vytvoření rotace rotujících prvků motoru.

Jak již bylo zmíněno dříve, podmínky spouštění motoru jsou velmi omezující (teplota, rychlost otáčení, hustota směsi atd.), Takže v této konfiguraci znovuzapnutí je nutné být v určitém rozsahu otáček (poté korelováno s otáčkami motoru) a nadmořská výška (hustota vzduchu).

Na zemi

Zvláštní pozornost vyžaduje také znovuotevření motoru na zemi. Hlavním rizikem takové operace je „zámek rotoru“. Tento jev ovlivňuje turbíny, zejména nízkotlakou turbínu. Když se turbína ochladí, díly se ochladí různými rychlostmi (v závislosti na jejich hmotnosti a tepelné setrvačnosti). Tenčí pouzdro se ochladí rychleji než rotor, a tak se zasune rychleji, zatímco rotor zůstane roztažený. Skříň poté sevře a zablokuje rotor. Pokud se motor v tuto chvíli znovu nastartuje, mohou některé stupně turbíny zůstat zablokované. Tuto drobnou poruchu lze napravit vypnutím motoru a jeho opětovným spuštěním. Horký vzduch, který v tuto chvíli prošel motorem, je dostatečný k rozšíření klikové skříně a uvolnění rotoru.

Aby se zabránilo „zablokování rotoru“, musí být mezi dvěma starty dodržena doba chlazení. Tuto dobu je však obtížné určit, protože závisí na mnoha parametrech (teplota okolí, cyklus, který motor podstoupil před zánikem, opotřebení obrusných materiálů atd.).

Větrání

Někdy je nutné na zemi a v rámci zkoušek nebo zvláštních postupů spustit spojku kompresoru a turbíny bez zapalování a se vstřikováním paliva nebo bez něj.

Lze použít suché větrání :

vypustit nespálené palivo před spuštěním;
pro chlazení zbytkové teploty, aby se zabránilo horkým místům po zkoušce;
jako součást postupu údržby;

Mokrá ventilace může být použita po testování uskladnění motoru před instalací pod křídlo.

Kontrola a regulace

Objednané

Řízení turbojetu pilotem se provádí jednoduchými prostředky, obvykle jediným ovládáním nazývaným páka plynu. Cílem je získat pro danou polohu páky škrticí klapky výkon tahu přizpůsobený letovým podmínkám. Tlak, teplota a rychlost vzduchu přiváděného do motoru se neustále mění s nadmořskou výškou a rychlostí letu, bylo nutné zasáhnout mezi pilotní řízení a motor regulačním systémem.

Charakteristické polohy plynové páky pro civilní proudový motor jsou:

TO / GA (Take-off / Go around - Take-off / Go-around);
CL (Climb - Climb);
Mct (Maxi kontinuální);
Idle (Zpomalený pohyb);
Rev (reverzní - reverzní tah).

Řízení

Je známo, že tah je funkcí proudu vzduchu, který vstupuje do proudového motoru, a jeho výstupní rychlosti vyhození. Můžeme říci, jako první aproximaci, že průtok vzduchu je úměrný rychlosti otáčení a že rychlost vyhození je úměrná teplotě před turbínou.

V důsledku toho se ovládání tahu rovná ovládání:

rychlost otáčení
teplota před turbínou

Účel funkce ovládání je také:

zajistit, aby nebyly překročeny provozní limity;
detekovat možnou provozní anomálii;
sledovat různé parametry motoru v reálném čase;
k ovládání určitých provozních fází, jako je spuštění.

Tato funkce se provádí z měření provedených na parametrech, jako jsou:

rychlost otáčení;
teplota plynů;
pneumatické a hydraulické tlaky měřené na různých místech;
teploty vzduchu, oleje atd.

Měření vibrací ložiska je zásadní z hlediska monitorování bezpečnosti letu

Nařízení Role

Hlavním cílem funkce regulace je automatické udržování proudového motoru v určených mezích rychlosti otáčení a teploty turbíny.

Toto nařízení působí na jediný obecně dostupný fyzikální parametr: průtok paliva vstřikovaný do spalovací komory.

Ústava

Regulační systém se skládá z různých zařízení, která musí vykonávat následující funkce:

informací;
přenos;
ovládání;
výroba elektřiny.

Toto zařízení se skládá z palivového okruhu, ovládacích prvků pohyblivých částí (tryska, vypouštěcí ventily, proměnné statory atd.), Elektrického obvodu, různých senzorů a regulačního počítače.

Úkon

Regulace ve stabilizovaném provozu proudového motoru udržuje rychlost otáčení a optimální teplotu před turbínou tak, aby byl zajištěn tah odpovídající zvolené poloze páky bez ohledu na vnější rušení. Automaticky udržuje odpovídající pracovní bod optimalizací točivého momentu (průtok paliva; část trysky) a zároveň zajišťuje správu provozních omezení stroje.

Vzhledem k tomu, že přímá regulace teploty před turbínou je velmi choulostivá, rozhodli jsme se regulovat parametry motoru reprezentující tuto teplotu:

rychlost motoru ;
otáčky motoru plus sekce trysek;
otáčky motoru plus výstupní teplota plynu;
C / P bohatství spalování s C pro tok paliva a P pro tlak na výstupu kompresoru.

Chcete-li na tyto parametry působit a ovládat je, jsou k dispozici prostředky zvané [regulační parametry] v proměnném počtu v závislosti na typu proudového motoru:

Tok SEC;
Propustnost PC;
variabilní sekce trysek;
vypouštěcí ventily;
proměnné statory;
atd.

Provozní zákony motoru

Nezměněné provozní zákony specifické pro každý typ proudového motoru spojují tyto různé parametry a umožňují regulaci udržovat stabilní provozní bod motoru odpovídající tahu zvolenému pilotem.

Zákony o provozu motoru jsou vztahy, které umožňují znát variace upravených nebo regulovaných parametrů (těch, které mají být ovládány), když se mění nastavované parametry. Tyto zákony motoru jsou vnitřní charakteristikou motoru a jsou proměnlivé podle letových podmínek a hodnoty regulačních parametrů. Neměli by být zaměňováni s regulačními zákony.

Například pro reaktor s pevnou tryskou, bez proměnlivých statorů nebo bez pojistných ventilů a pro daný letový stav:

regulační zákon (rychlost jako funkce průtoku paliva) dá hodnotu rychlosti N0 odpovídající průtoku paliva C0;
zákon motoru (teplota na vstupu do turbíny jako funkce otáček) dá hodnotu teploty na vstupu do turbíny Tet0 pro hodnotu otáček N0.

Na tomto jednoduchém příkladu vidíme, že regulací proudového motoru bude integrace jeho vnitřních charakteristik do globálnějšího systému s přihlédnutím k vnějším prvkům.

K nastavení pracovního bodu motoru musíme působit na regulační parametry prostřednictvím regulační funkce, kterou může být:

programovaná regulace, jejíž výstupní hodnota, výsledek zpracování požadované hodnoty vstupu zákonem regulace, nezohledňuje aktuální stav v daném čase;
regulace smyčky, která bere v úvahu její činnost upravit ji podle vnějších variací.

Regulační režimy

Existují dva hlavní režimy, které lze přiřadit a které jsou režimy:

naprogramováno;
kudrnatý.

Naprogramovaná regulace

Tento typ regulace je stabilní, ale ne příliš přesný, protože skutečné poruchy se často liší nebo dokonce velmi liší od aktuálně naprogramovaných podmínek. Sada parametrů nebude mít vždy požadovanou hodnotu, což definitivně resetuje tento typ regulace, aby byla zaručena stabilita pracovního bodu podle vnějších podmínek.

Například pokud v dané nadmořské výšce poloha páky fixuje hodnotu průtoku paliva, která sama nastaví hodnotu rychlosti a nadmořská výška se změní bez informování regulace, bude existovat rozdíl mezi skutečnou rychlostí a režimem, který by měl mít.

Na druhé straně v přechodném režimu, kde je možné dosáhnout omezení, je vhodnější použít program, který bude integrovat všechny dorazy s přihlédnutím k rozdílům mezi motory a stárnutí dílů s omezenou životností.

Například u palubního stíhače je čas pro stanovení maximálního tahu často stejně důležitý jako samotná úroveň tahu, protože v případě neúspěšného přistání musí být průlet proveden zcela bezpečně bez motoru. ztráta energie v důsledku čerpání nebo bohatého vyhynutí.

Smyčková regulace

Princip smyčkové regulace je detekovat rozdíl mezi výstupní hodnotou a vstupní žádanou hodnotou a poté použít tento rozdíl k řízení jednoho nebo více řídících parametrů. Tento typ regulace umožňuje překonat vnější odchylky, ale má tu nevýhodu, že je nestabilní. Tato nestabilita souvisí s dobami odezvy přenosů a se ziskem smyčky, to znamená se vztahem mezi výstupní variací a vstupní variací.

Výkon smyčky bude výkon sestavy regulace + motoru, která má vlastní zisky a doby odezvy. Jelikož se charakteristiky proudového motoru mění ve velmi velkých proporcích v závislosti na letových podmínkách (Mach, nadmořská výška), aby se zachovala dobrá celková odezva bez ohledu na vnější podmínky, musí se také lišit charakteristiky regulátoru. To komplikuje předpisy proudových motorů ve srovnání s předpisy průmyslových procesů.

Regulační režimy

Použití proudového motoru spočívá v jeho udržování ve stabilizovaném provozu pro každou letovou podmínku a v jeho přechodném stavu mezi dvěma stabilními stavy. To ukazuje potřebu zajistit dva hlavní režimy regulace:

regulace stabilizovaného režimu, která udržuje provozní bod pro zvolený letový stav navzdory jakýmkoli změnám vnějších podmínek a která zaručuje dodržování bezpečnostních limitů, aby se zabránilo:
- překročení rychlosti,
- fenomén přehřátí ,
- atd.
Regulace v přechodném režimu, která umožňuje rychle změnit pracovní bod a vyhnout se:
- fenomén čerpání ;
- odstavení reaktoru;
- fenomén přehřátí .

Regulační systém rovněž spravuje další funkce:

spuštění reaktoru:
zapalování zapalovacích svíček při startování:
aktivní kontrola vůle u určitých motorů;
atd.

Regulace motoru

Stabilizovaný pracovní bod motoru je na určité linii v poli kompresoru, ale když pilot požaduje jinou rychlost kompresoru pomocí své škrticí klapky, regulace musí:

zvýšit průtok paliva, když pilot zrychlí;
snížit průtok paliva v případě opačné žádosti s přihlédnutím k omezením stroje.

Během změn otáček opouští provozní bod kompresoru stabilizovanou pracovní linii pole kompresoru. Fyzicky zvýšení paliva ve spalovací komoře vede k nadměrné expanzi vzduchu, což má za následek náhlé zvýšení kompresního poměru kompresoru: práce produkovaná turbínou roste rychleji než práce absorbovaná kompresorem, motor zrychluje . Zpět se děje, když je méně paliva, motor zpomalí.

Regulace motoru proto dodává potřebné palivo v závislosti na rychlosti otáčení, tlaku a teplotě v určitých bodech proudového motoru.

Omezení a zákazy

Při přechodu z jednoho pracovního bodu do druhého se člověk odchýlí od počáteční stabilizované křivky a narazí na omezení:

náhlý nárůst průtoku paliva může vést k:
- při přechodném přehřátí před turbínou,
- k bohatému vyhynutí,
- čerpání kompresoru náhlým zvýšením tlaku na výstupu kompresoru;
pokles průtoku paliva, který může vést k hubenému vyhynutí.

Pro ochranu před těmito nebezpečnými jevy má regulace omezení průtoku paliva:

vysoké volání: zastavení zrychlení:
nízké volání: zastavení zpomalení.

Preambule

Všechny regulátory se skládají ze systému určeného k výpočtu zákonů a dalšího k jejich provádění (průtok paliva a proměnná geometrie). Pokud se od prvních turbojetů prováděcí část změnila jen málo (systém „Regulator-Metering Valve“ existoval na ATAR101 SNECMA v roce 1949), došlo ve výpočtové části ke značnému vývoji.

Do roku 1970 byl výpočet zákonů prováděn hydromechanickými systémy uvádějícími do činnosti páky, vačky, kapsle aneroidů, servomotory, redukční ventily atd.

Od sedmdesátých let se elektronika objevovala postupně, byla to éra smíšených výpočetních systémů s „nízkou autoritou“, kde zákony regulace byly částečně prováděny analogovými elektronickými funkcemi s:

elektrická detekce parametrů motoru nebo letových podmínek (nadmořská výška, nárazový tlak atd.);
hydromechanické ovládání s elektrickou žádanou hodnotou.

Ke konci 80. let, kdy se digitální technologie vyvinuly, se objevují první systémy, kde elektronika spojená se zpracováním dat plně přebírá výpočetní funkci, která se pak zabývá nejen regulačními zákony, ale také zákony o ochraně motorů, integrovanou údržbou a provozní bezpečností celý motor.

Předpisy, které byly původně hydromechanické, se vyvinuly směrem ke směšování s čím dál důležitější součástí elektroniky, aby se v současné době jednalo o tzv. „Full Authority“ a „redundant“ systems, což znamená úplnou autonomii pro provoz systému. Detekce motoru a poruchy s rekonfigurací bez pilotní zásah.

Technologický vývoj

Regulace plně hydromechanického motoru ATAR9C SNECMA s olejem pro kapaliny předchází regulaci motoru ATAR9K50 SNECMA, který je vybaven systémem variabilního úniku řízeným elektromotorem ovládajícím hydromechanickou regulaci trysky. Na motorech Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde byl instalován první analogový regulační systém.

Motor SNECMA M53-5 byl vybaven regulací „Full Authority Analogue“, poté motor SNECMA M53-P2 byl vybaven regulací „Full Authority Digital“.

Od poloviny 80. let minulého století začala redundantní regulace Digital Full Authority vybavovat Pratt & Whitney PW2000 a CFMI / CFM56-A . Tento systém se rozšířil na komerčních letadlech všech velikostí. To je případ všech nedávných vojenských letadel.

Regulace stravy Fotbalová branka

Účelem regulace tohoto parametru motoru je vyhnout se režimům nadměrných a nízkých otáček a zároveň umožnit přesnou kontrolu požadované úrovně tahu.

Historický

První předpisy fungovaly na stejném principu jako kulové regulátory prvních parních strojů. Na průtok paliva byla použita deformace rovnoběžníku, funkce rychlosti. Akce na ovládání škrticí klapky umožňující poskytnout novou referenci rychlosti úpravou rovnovážného bodu rovnoběžníku.

Nevýhody tohoto typu regulace byly dvojí:

pevný poměr (zisk smyčky) mezi detekovaným rozdílem rychlosti a vygenerovaným rozdílem průtoku paliva, nebo ve výšce se tento poměr (zisk) musí snížit, aby se zabránilo nadměrné rychlosti:
rozdíl v průtoku paliva úměrný stejnému zisku na stupnici (rychlý pohyb), kdy páka měla být úměrná tlaku ve spalovací komoře, aby nedošlo ke zhasnutí kompresoru nebo k zániku.

Zpočátku byly tyto nevýhody odstraněny korekcí zisku zpětného řetězce integrací barometrických kapslí a mechanických tlumičů, aby se zachoval silný zisk zpětné vazby. Tento typ regulace byl namontován na motory Marboré společnosti Turbomeca namontované na letounech Fouga. Navzdory těmto opravám byly nad 4600 m zakázány rychlé změny polohy páky , aby se zabránilo výše popsaným nevýhodám.

Na druhé straně tento systém umožňuje regulaci bez plynové páky. Tento proces se používá u TURMO IIIC4 od Turbomeca vybavujícího SA330 Puma. Požadovaná konstantní rychlost rotoru (NR), rychlost otáčení turbíny (mechanicky spojená s rotorem) umožňuje detekovat změnu NR po změně příkazu hromadného stoupání. Rychlost otáčení turbíny (NTL) se aplikuje na dávkovací systém podavače, který upravuje Qc (průtok paliva) tak, aby udržoval NTL konstantní, a tedy NR konstantní. Tento systém indukuje a posteriori regulaci . Pokud pilot změní vyvážení Dodaný výkon motoru / Výkon absorbovaný rotorem, změní se otáčky rotoru, regulace detekuje tuto změnu a upraví průtok paliva, aby našel požadovanou NR. Tato regulace je poměrně měkká a vždy ve výchozím nastavení: když NR klesne, Qc se zvýší, ale ne natolik, aby se obnovil původní NR. Naopak, pokud se Nr zvýší, Qc se sníží, ale nový regulovaný Nr bude vyšší než starý. Tento systém se osvědčil a je stále v provozu, protože se těší velké jednoduchosti, a proto velké spolehlivosti, nezávisle na jakémkoli elektrickém zdroji.

Zadruhé, kontrolovaným parametrem již nebyl průtok paliva, ale bohatost směsi vzduch-palivo, aby se eliminoval vliv tlaku, a tedy i nadmořské výšky. Toto nařízení vyžadovalo složitější mechanismus, který umožňoval integrovat horní a dolní dorazy variace bohatosti, aby se odstranila omezení rychlosti páky. Motory ATAR SNECMA byly první, které byly vybaveny tímto efektivnějším systémem.

Přibližná znalost parametru bohatosti z toku paliva a tlaku se zlepší zavedením parametru Teplota, poté se pro určení horní a dolní zastávky bohatosti použijí letové podmínky (nadmořská výška, nárazový tlak). Všechny tyto informace se na motorech ATAR 9K50 SNECMA objevují v elektrické podobě.

U motorů s dvojitou karoserií je pouze jedna karoserie regulována rychlostí, druhá následuje: například u F404 v „SEC“ je ovládána karoserie HP, zatímco u „PC“ je to LP karoserie

Regulace trysek

Přijít.

Přídavné spalování

Přídavné spalování, někdy označované jako dohřev, je systém používaný na proudových motorech vybavujících vojenská letadla a některá nadzvuková civilní letadla ke zvýšení rychlosti vystřikování plynu, což vede ke zvýšení tahu a umožňuje rozšíření letové obálky.

Principem je vstřikování petroleje - po turbíně , tedy termínu „post“ - do proudu plynu před tím, než opustí hrdlo trysky reaktoru. Spalování tohoto přívodu paliva probíhá pomocí zbytkového kyslíku, který je stále přítomen po primárním spalování.

Úloha dodatečného spalování

V proudovém motoru omezují teplotu v hlavní spalovací komoře materiály tvořící turbínový stupeň. Tlak dodávaný proudovým motorem je úměrný rychlosti vyhození na výstupu z trysky, která je sama omezena teplotou na výstupu z turbíny. Aby se zvýšila rychlost ejekce mezi výstupem turbíny a ejekční tryskou, vstřikuje se palivo do proudu plynu, který stále obsahuje kyslík, kvůli ředění pro chlazení u jednoproudých motorů nebo kvůli skutečnosti, že u dvouproudých motorů sekundární tok se neúčastnil primárního spalování.

Tento dodatečný napájecí zdroj umožňuje zvýšit letovou obálku a umožnit odposlechové mise. Díky tomuto vybavení jsou možné určité možnosti, jako je vzlet na krátkou dráhu nebo vzdušný bojový odbavení. Tento systém vytápění dosud vybavil pouze dvě civilní letadla, francouzsko-britský Concorde a ruský Tupolev Tu-144 . Faktem zůstává, že i když je to nutné kvůli metalurgickému limitu turbíny, používá se pouze dočasně, protože je velkým spotřebitelem paliva a zůstává v zásadě výsadou rychlých bojových letadel.

Všeobecné

K vyhození plynu tryskou postačuje, aby jeho tlak vytvářející proti proudu byl větší než vnější statický proud za ním. Rychlost vyhazování je rostoucí funkcí generujícího tlaku až do určité hodnoty poměru vstupního tlaku k následnému tlaku. Kromě toho zůstává rychlost vysunutí konstantní.

Hmotnostní průtok a rychlost hybnosti tryskou nemají žádný limit a zvyšují se jako generující tlak. Omezení rychlosti vyhození závisí na teplotě plynu: čím je plyn teplejší, tím vyšší bude rychlost vyhození.

Pokud se teplota zvýší, pro daný generující tlak klesá vytlačený hmotnostní průtok, ale stoupá hybnost a tím se zvyšuje tah.

Ve výsledku je možné zvýšit tah daného proudového motoru charakterizovaného maximálním tlakem generujícím jeho plný plyn „SEC“ zahříváním plynu před jeho vystřelením.

Tomuto dohřevu se říká dodatečné spalování nebo se zahřívá a pracovní bod motoru je na plný plyn „PC“.

Zvláštnosti Výhody

Jedná se o technicky jednoduchý prostředek, protože bez dalších pohyblivých mechanických částí je lehký a bez tepelného namáhání, kterému jsou vystaveny ostatní části motoru. Umožňuje zvýšení tahu [+ 50%] proudového motoru bez úpravy jeho velikosti nebo činnosti jeho kompresoru. Je to nezbytný prostředek k dosažení vysokých Machů, když trysku nelze trvale přizpůsobit charakteristikám letu.

Nevýhody

Pro armádu má „PC“ značný infračervený podpis a jasně zvyšuje měrnou spotřebu (CS v kg / (daN⋅h)) motoru. Pro civilisty jsou hluk a SC hlavní nevýhodou.

Zjevná mechanická jednoduchost nakonec nevylučuje potřebu mít trysku s proměnlivým hrdlovým profilem, aby se zabránilo zvýšení výstupního tlaku kompresoru před opětovným ohřevem. Toto zvýšení tlaku, nazývané tepelné zablokování, by mohlo způsobit zablokování kompresoru.

Zvýšený tah

U proudu plynu D vyhozeného rychlostí Vs z vhodné trysky s hrdlovou částí Sc a výstupní částí S naznačují aerodynamické vzorce, že Machovo číslo na výstupu z trysky je striktně spojeno s poměrem také hrdlových a výstupních částí jako poměr (Cp / Cv) měrného tepla vzduchu při konstantním tlaku k měrnému vzduchu při konstantním objemu.

Tah je úměrný Machovi na výstupu z trysky a vTt (celková teplota plynu). V proudovém motoru, jehož průtok je nastaven kompresorem, je-li geometrie trysky udržována konstantní, je tlak nastaven pouze v závislosti na celkové teplotě plynu.

Poté získáme zjednodušený vzorec F ˜ vTt

Příklad: pokud Tt = 1000 K na suchý PG a pokud Tt = 2000 K v PGpc pak poměr tah mezi PGsec a PGpc je v2 = 1,414

Zvýšení rychlosti plynu

Zachování průtoku mezi vstupem a výstupem spojené s expanzí plynů jeho zahříváním vede ke zvýšení rychlosti na výstupu úměrně k expanznímu poměru, pokud se použije válcový kanál a podzvukové proudění.

Obraceč tahu

Fotbalová branka

Jedná se o systém ( dopravní letadla , cisterny , atd. ), Které vybavuje určité bojových letadel, jako je Panavia tornádo nebo Saab 37 Viggen ale která je vybavena zejména na komerční civilních letadel vybavené reaktory. Toto vybavení, které není u tohoto typu letadla povinné, se při certifikaci letadla nebere v úvahu.

U velkých komerčních nebo vojenských letadel se jedná o systém, jehož cílem je odklonit tah dopředu, aby se snížila brzdná dráha během fází přistání a zároveň se uvolnil hlavní brzdový systém.

Zásada

Obrácení tah je zařízení, které spočívá v zavedení překážku v toku, aby se odklonit jeho části ve směru válcování a tím vytvářet negativní tah, který má tendenci zpomalovat zařízení ve fázi válcování., Který následuje po přistání podvozek, aby se během přistání snížila brzdná dráha . U motorů s dvojitým tokem lze reverzi provést u obou toků, přičemž získaný protitlak je rozdíl mezi záporným tahem získaným u sekundárního toku a tahem primárního toku.

Zpětnými zařízeními je obvykle odkloněn pouze sekundární tok.

Technologie

Používá se několik typů střídačů, například:

síťové invertory na sekundárním toku motorů CFM;
síťové invertory na obou proudech na motorech typu CF650;
invertory překážek jako na concorde, kde se dvě symetrické části trysky otáčejí, aby vyslaly paprsek vpřed

Střídač lze nasadit pouze tehdy, když je letadlo na zemi a redundantní bezpečnostní systémy mu brání v otevření nebo vysunutí za letu.

Zpětný chod je ovládán specifickými páčkami namontovanými na ovládání škrticí klapky.

Vektorový tah

Specifičnost nejúčinnějších vojenských letadel, zejména stíhačů , trysková tryska je rozšířena o řiditelné zařízení umožňující odklonit trysku a tím i směr tahu za účelem zvýšení manévrovatelnosti letadla. Obecně mluvíme o dvourozměrném (respektive trojrozměrném) tahu, když je tah směrován v jedné (respektive dvou) směrové rovině. Kromě tohoto aspektu také umožňuje pohybovat se v prostředích, kde jsou křidélka a kontrolní povrchy zbytečné, to znamená ve velmi vysoké nadmořské výšce, kde je řídký vzduch .

Toto zařízení se používá zejména u ruských prototypů Suchoj ( SU-37 , MiG 1.44 a MiG-29 OVT ) a amerických stíhaček ( F-22 , F / B-22 Concept a JSF ). Nejnovějším vývojem (2005) je Rockwell-MBB X-31 . Tah lze také odklonit směrem k zemi, aby umožnil vertikální vzlety a přistání, jako u Harrierů , F-35 a Yak-141 .

Přepravník

Označení gondoly označuje všechny kryty obklopující motor a jeho zavěšení na křídle nebo trupu letounu.

Hlavní funkce gondoly jsou:

zajistit proudění vzduchu ven a motorem s dobrým aerodynamickým a akustickým výkonem;
obsahovat motor a dokonce i příslušenství letounu;
veďte ventilaci potřebnou pro motor a jeho příslušenství dobrými těsněními;
obsahovat možný oheň nebo zajistit zadržení lopatky dmychadla, která by se měla uvolnit;
někdy zajistěte zpětný tah motoru.

Pomocná napájecí jednotka

Proudové motory obecně vyžadují ke spuštění pomocný motor, GAP ( Auxiliary Power Unit ) nebo APU ( Auxiliary Power Unit ). Jedná se o motor s malou turbínou, často odvozený z turbínového stroje vrtulníku a umístěný v trupu letadla, často v zadní části, který dodává stlačený vzduch také k napájení pneumatických startérů proudových motorů než elektrická energie před spuštěním . GAP může být někdy použit pro hydraulickou výrobu, v případě nouze.

GAP se spouští elektrickou baterií (bateriemi) letadla nebo externí napájecí jednotkou. GAP lze také použít jako nouzový elektrický generátor, když jsou nefunkční všechny generátory a alternátory proudových nebo turbovrtulových pohonů . Nedávné testy byly úspěšně provedeny s vodíkovými palivovými články jako GAP. Tato zařízení jsou lehčí a nevyžadují přívod vzduchu, ale jsou dražší.

Vývoj a certifikace

Fotbalová branka

Všechny činnosti spojené s vývojem proudového motoru a jeho certifikace mají za cíl prokázat, že při uvedení do provozu bude splňovat podmínky kvality a bezpečnosti stanovené zákazníkem, v tomto případě výrobcem letadel. Aspekt kvality bude řešen vývojovými testy, zatímco kritéria týkající se bezpečnosti budou hodnocena během certifikačních testů.

Vývojové zkoušky

Vývojové testy, jejichž cílem je optimalizovat výkon a získávat technická data, se zaměřují zejména na:

oblast činnosti hlavních komponent, jako jsou;
- FAN ;
- HP a LP kompresory ;
- HP a LP turbíny ;
- spalovací komora;
celkový výkon stroje při sestavování různých komponent až po kompletní motor;
provozuschopnost, která umožňuje kontrolovat přechodné chování (okraje čerpání) a určit provozní zastávky (zrychlení a zpomalení);
vnitřní ventilace, mechanická omezení a hluk a chemické znečištění;
vytrvalost, která umožňuje ověřit určité technologické možnosti;
požití předmětů (ptáci, led, voda, písek) a námrazy;
příprava letových a pozemních zkoušek na globálních zkušebních zařízeních v otevřeném a uzavřeném stavu.

Pro zajištění vývoje nového motoru bylo v roce 2000 nutné:

7 až 8 dodržování motory odvozené od prototypu a podobné pro motory, které mají být vyrobeny v řadě;
celková doba trvání 3 roky (18 měsíců u derivátového nástroje) a značný rozpočet;
přibližně 5 000 hodin provozu nashromážděných při certifikaci.

Osvědčení

Vývoj a výroba proudových motorů používaných k pohonu letadel musí splňovat požadavky organizací, jako je DGAC (JAR-E) pro Francii nebo FAA (FAR33) pro Spojené státy. Někteří výrobci, jako jsou Safran Aircraft Engines pro Francii a GE pro USA, spolupracují na společných motorech, což je v případě neshody zavazuje k dodržování nejpřísnějších norem.

Certifikace probíhá ve dvou hlavních fázích:

demonstrací;
- podobnost s již existujícím certifikovaným;
- technická a metodická analýza;
- částečné výsledky zkoušky;
- úplné výsledky zkoušky motoru;
zkouškami motoru, které umožňují;
- kalibrace výkonových charakteristik motoru;
- předvedení správné funkce (rozběh, volnoběh, zrychlení, překročení rychlosti, odezva tahu);
- zkontrolovat nepřítomnost vibrací a škodlivé rezonance v oblasti provozu;
- testovat vytrvalost cyklickými testy;
- zkoušet nepřítomnost ohně po dobu 15 sekund a neprasknutí zavěšení křídla motoru po prasknutí lopatky FAN;
- kontrolovat chování motoru v případě významného překročení teploty EGT po dobu několika minut;
- zkontrolovat odolnost proti námraze vstřikováním vody při nízké teplotě;
- zkontrolovat, zda motor funguje dobře v případě požití (voda, led, písek, ptáci).

Smlouva s výrobcem letadel

Výrobce motoru podepisuje s výrobcem letadla smlouvu ve formě specifikací definujících a zaručujících všechny technické údaje motoru, který bude do letadla instalován. Tato smlouva má dvě základní ustanovení:

záruka tahu;
konkrétní záruka spotřeby.

Schopnost motoru splňovat specifické požadavky na tah a spotřebu se prokazuje programem certifikace letadel, jehož hlavní fáze pro motor jsou následující:

provoz na zemi na otevřených zkušebních zařízeních motorů vyhovujících předpisům, které jsou nejprve vybaveny gondolou ATC a poté jsou vybaveny gondolou FTC ;
zkoušky letových vlastností s gondolou FTC ;
výpočet tahu v letu a stanovení pravidel chování (řízení výkonu);
výpočet měrné spotřeby a srovnání se zárukou.

Zákony tahu a řízení ( řízení spotřeby )

Fotbalová branka

Různá nastavení motoru jsou stanovena pro provozní rychlosti (pozemní a letový volnoběh, vzlet, stoupání, plavba) a požadavek výrobce na tah letadla se provádí v celé letové obálce a pro každou verzi motoru.

Tento proces probíhá ve třech krocích:

definice potřebných úrovní tahu;
demonstrace schopnosti motoru splnit požadované úrovně tahu při zachování v certifikovaných mezích;
stanovení zákonů řízení motoru, které umožňují uspokojit požadované úrovně tahu.

Definice požadovaného tahu

Hodnocení tahu, který bude muset motor poskytnout, je výsledkem procesu, který začíná u výrobce letadel studiemi trhu, jejichž cílem je definovat potřeby leteckých společností z hlediska velikosti, hmotnosti, doletu atd. , a které vedou k definici třídy tahu pohonné jednotky.

Výrobce motoru nabízí výrobci letadel matematický model motoru, který integruje jeho průmyslové zkušenosti, požadavky zákazníka a to, co nabízí konkurence. Z tohoto modelu a po mnoha revizích se výrobce motoru a výrobce letadel dohodli na smluvní specifikaci, která integruje záruky tahu a specifické spotřeby.

Demonstrace objemu motoru Zkoušky pozemní gondoly ATC

Každý předváděcí motor ( motor vyhovující předpisům ) je testován vybaven stejnou gondolou ATC na otevřeném zkušebním stavu (na čerstvém vzduchu) podle stejného postupu, jaký bude proveden u budoucích sériových motorů:

Zkouška těsnosti ATC gondoly ;
záběh motoru;
stabilizace a definice otáček motoru.

tyto zkoušky budou sloužit jako základ pro stanovení limitů přijatelnosti pro sériové motory.

Pozemní zkoušky FTC

Demonstrační motory se testují pomocí gondoly FTC podle stejného postupu jako u gondoly ATC. Výsledky testu budou použity pro:

stanovit charakteristiky (korelace tlaku) nezbytné pro výpočet tahu za letu;
stanovit opravné faktory mezi referenční gondolou ATC a referenční gondolou FTC .

Výpočet tahu za letu

Tah za letu se vypočítá, protože nevíme, jak jej měřit, a to vyžaduje vysoce vybavené motory. Princip je spočítat změnu hybnosti motorem na základě Eulerovy rovnice.

Po stanovení koeficientů trysek pomocí modelových zkoušek a stanovení tlakových korelací před a za motorem od pozemních zkoušek s FTC gondolou pokračují letové zkoušky ve stabilizované úrovni (Drag = Thrust) pro různé rychlosti.

Z výpočtu tahu za letu:

výrobce letadel stanoví polární hodnotu svého letadla;
výrobce motoru stanoví model svého motoru.

Letové zkoušky

Letové zkoušky umožňují:

shromažďovat údaje nezbytné pro stanovení zákonů upravujících provoz motoru;
určit úrovně SFC za účelem jejich porovnání s úrovněmi záruky;
vyvinout model definující kombinovaný výkon letadla a motoru, který bude nabídnut zákazníkovi;
zaznamenat přechodně charakteristiky motoru při vzletu (teplota a otáčky).

Stanovení zákonů o chování

Tento krok umožňuje stanovit pilotní režimy ve vztahu k záruce tahu, která byla prodána výrobci letadel. Za tímto účelem jsou demonstrační motory považovány za středně sériové motory (výkonnostní), což umožňuje dosáhnout tahových / rychlostních vlastností vyplývajících z letových zkoušek.

Mezi tyto průměrné charakteristiky patří:

rozptyl standardních motorů (v současnosti +/- 2%);
regulační nepřesnosti;
účinky atmosférické vlhkosti.

Záruka specifické spotřeby

Definice

SFC představuje spotřebu pohonných hmot na jednotku tahu a je používán k posouzení účinnosti motoru. Toto je velmi důležité konstrukční kritérium a motor je navržen s cílem optimalizovat tento parametr pro nejběžnější letové podmínky, obvykle cestovní, tj. Pro nadmořskou výšku 12 200 ma 0,8 Mach.

Vzorec pro specifickou spotřebu je:

SFC = \ textstyle {\ frac {WF} {FN}}

Vztah mezi SFC a specifickým rozsahem

Kritérium S / R umožňuje korelovat spotřebu paliva motoru s rychlostí vzduchu letounu, aby byla zajištěna shoda mezi tahem motoru a rychlostí letounu.

Vzorec pro S / R je:

S / R = \ textstyle {\ frac {V} {WF}}

$\ scriptstyle {\ text {V}} \ mapsto {\ text {rychlost letu}}$

$\ scriptstyle {\ text {WF}} \ mapsto {\ text {spotřeba motoru}}$

Z definice SFC to můžeme odvodit ${\ displaystyle \ textstyle WF = FN \ krát SFC}$

Jemnost roviny je $f = \ textstyle {\ frac {T} {P}}$

$\ scriptstyle {\ text {T}} \ mapsto {\ text {celkový tah letadla}}$

$\ scriptstyle {\ text {P}} \ mapsto {\ text {výtah}}$

S vědomím, že v případě stabilizovaného letu:

tah motoru se rovná celkovému odporu (letadlo + motory);
zdvih se rovná celkové hmotnosti letadla,

odvodíme, že jemnost roviny je pak:

f = \ textstyle {\ frac {FN} {P}}

můžeme odvodit

{\ displaystyle S / R = \ textový styl {\ frac {V} {FN \ krát SFC}}}

{\ displaystyle S / R = \ textový styl {\ frac {V} {f \ krát P \ krát SFC}}}

buď při konstantní hmotnosti a rychlosti letounu vede zvýšení SFC ke snížení stejného řádu S / R

Technologie

U motorů s vysokým ředicím poměrem jsou vlastnosti termodynamického cyklu, které ovlivňují SFC, následující:

celkový kompresní poměr;
rychlost ředění;
výstupní teplota spalovací komory;
kompresní poměr ventilátoru;
skutečnost, že máte motor, jehož horké a studené proudění je před katapultováním smíšené nebo nikoli.

Účinnost každé součásti (kompresory, spalovací komora, turbíny atd.) Samozřejmě také ovlivňuje SFC .

Záruka SFC

Počáteční odhad úrovní SFC nového motoru je založen na teoretickém modelu integrujícím zkušenosti výrobce motoru s modely, které jsou již online. Úroveň záruky podepsaná s výrobcem letadel je vyvrcholením mnoha iterací, které integrují nabídky konkurence. Úroveň záruky prodané výrobcem motoru poté výrobce letadla použije ke stanovení výkonu letadla nabízeného leteckým společnostem.

Stejně jako u tahu se předvedení záruk SFC provádí během certifikačního programu poháněného letadla s předváděcími motory. Výsledky letových zkoušek (výpočet tahu a měření průtoku paliva) se používají k výpočtu SFC a poté se porovnávají s původně prodanými úrovněmi záruky.

Výrobce motoru a výrobce letadla se dohodnou na úrovni výkonu motoru, která určí:

výkon letadla;
limity přijatelnosti sériových motorů;
jakékoli finanční pokuty, které dluží výrobce motoru v případě porušení záručních závazků;
provádění programu dohánění v případě schodku ve vztahu k zárukám.

Ekvivalentní specifikace

Parametr EQUIVALENT SPEC se používá k výpočtu finančních pokut, které bude muset výrobce motoru poskytnout výrobci letadel v případě nedostatku záruk na SFC . Dvě možnosti:

záruky jsou drženy a neexistují žádné pokuty;
motor je v deficitu, spotřebovává více, než se očekávalo, a v tomto případě se limity přijatelnosti sériových motorů přepočítají ve vztahu k odchylce od původní záruky. Tyto nové limity se nazývají EKVIVALENTNÍ SPEC.

Nová hladina SFC se stanoví z průměru předváděcích motorů, od kterých se odečte deficit měřený za letu. Poté se vypočítá parametr EQUIVALENT SPEC, což je transpozice situace motorů vzhledem k počáteční záruce za letu.

Výroba a příjem

Výroba sériových motorů je sankcionována akceptační zkouškou definovanou v dokumentech dohodnutých s úřady (FAA, DGAC atd.) A výrobci letadel. Tyto dokumenty pojednávají o bezpečnostních a provozních bezpečnostních aspektech na jedné straně a na druhé straně velmi podrobně popisují přejímací zkoušku a také přejímací limity.

Přejímací zkoušky

Preambule

Tento test, který umožňuje ověřit všechny verze motoru najednou, který je dodáván pouze do jeho prodejní verze, zahrnuje dvě hlavní fáze:

ověření dobrého mechanického chování;
1. stabilizované lapování;
2. vyrovnávací a vibrační úrovně;
3. přechodné vloupání;
ověření výkonu a garantovaných limitů pro všechny verze modelu motoru.

Hodnocení výkonu motoru Všeobecné

Výkon testovaného motoru není přímo srovnatelný, protože závisí na:

podmínky prostředí v den zkoušky;
1. atmosférický tlak ;
2. teplota vzduchu vpouštěného motorem;
3. vlhkost vzduchu;
prostředí zkoušeného motoru;
1. uzavřená zkušební stolice;
2. další adaptační systémy nezbytné pro zkoušky (vstupní tryska, gondola letadla, přístrojové vybavení);
samotného motoru;
1. vliv regulačních zákonů a konfigurace proměnných systémů vybavujících motor ve jmenovité poloze.

Standardizace

Aby bylo možné schválit výkon motoru, je nutné jej uvést zpět do známých provozních podmínek. Použitá metoda je:

opravte hrubé výsledky testu pomocí závislých korekčních koeficientů
1. odchylky mezi podmínkami prostředí v den zkoušky a standardními podmínkami prostředí
  1. atmosférický tlak 1 013,25 hPa
  2. okolní teplota 15 ° C
  3. vlhkost 0%
2. rozdíly mezi testovacím prostředím a provozním prostředím (v letadle), které je
  1. motor integrovaný do letecké gondoly a pracující pod širým nebem
  2. bez přístrojového vybavení v přívodním potrubí vzduchu
3. odchylky týkající se samotného motoru a v důsledku působení jeho regulace
vyjádřit tyto opravené výsledky jako funkci parametru motoru zvoleného jako reference, například:
1. referenční rychlost (řídící parametr)
2. referenční tah (sada parametrů)

Tyto opravy se použijí na smluvní parametry, jako jsou:

tah;
průtok paliva;
otáčky karoserie LP a HP u motorů s dvojitou karoserií;
vstupní teplota turbíny, příliš vysoká na to, aby se dala přímo měřit, byla nahrazena měřením teploty ejekčního plynu zvaného EGT .

Výkyvy ve výkonu motoru na zkušebním stavu mají několik původů a jsou distribuovány zhruba následovně přes 100% variaci:

40% je způsobeno fyzickými měřeními prováděnými na zkušebním stavu;
30% je způsobeno opravami provedenými výpočty;
30% je přímo spojeno s rozmary výroby motorů.

Opravy nezpracovaných výsledků zkoušek Korekce okolního tlaku

Tato oprava umožňuje uvést hodnotu parametrů tahu a průtoku paliva zkoušeného motoru na standardní podmínky tlaku okolí 1 013,25 hPa , aby je bylo možné porovnat se smluvními limity prodanými výrobci letadel.

Korekce pokojové teploty

Tato korekce ovlivňuje rychlost otáčení, teplotu EGT a parametry průtoku paliva koeficienty vypočítanými z teoretického modelu motoru a jeho regulace, jejíž podmínky okolní teploty se mění v celém rozsahu teplot, které se pravděpodobně vyskytnou. příjímací test.

Kvalita těchto koeficientů a tedy i provedených oprav úzce závisí na reprezentativnosti modelu (motor + regulace) použitého pro jejich stanovení. Při získávání vysoce kvalitního teoretického modelu (motor + regulace) je rozhodující modelování odvíjení FAN podle rychlosti LP těla a proměnných systémů poháněných regulací.

Korekce vlhkosti

Přítomnost vodní páry ve vzduchu upravuje výkon motoru v důsledku rozdílu v měrném teplu mezi suchým vzduchem a vzduchem naplněným vodní párou, což vyžaduje úpravu výkonu v den zkoušky, aby se vrátil zpět na Suchý vzduch.

Opravy, které mají být použity pro tah, rychlost, průtok paliva a parametry EGT, jsou určeny z modelu motoru, jehož obsah vodní páry se mění od 0% do nasycení udržováním konstantní vstupní teploty a výkonu motoru. Postupnými skenováními různých otáček motoru a vstupních teplotních bodů, se kterými se lze setkat při skutečném testování, se určí různé korekční faktory, které se provedou v parametrech motoru jako funkce úrovně vlhkosti, která se bude během zkoušky měřit. ““ skutečný test.

Korekce kondenzace

V závislosti na okolní teplotě a stupni vlhkosti v den zkoušky motoru může být vstupní objímka místem kondenzace, když lokálně poklesne parciální tlak vodní páry nad tlak. Nasycená pára: jev je exotermický , voda se vzdává tepla, a proto okolní vzduch vidí, jak se jeho teplota zvyšuje. Při vstupu do FAN dochází ke kompresi, tedy ke zvýšení teploty a odpařování, které odebírá energii z motoru. Tento odběr energie musí být kompenzován nápravnými opatřeními, která se týkají pouze stravy těla BP .

Oprava zkušebního stavu

Testy motoru prováděné v blízkosti obydlených oblastí generují hlukové znečištění stejného řádu jako oblasti přibližující se na letiště. Legislativa ukládající silný limit na hlukové znečištění ukládá výrobcům proudových motorů povinnost provádět zkoušky v uzavřeném stavu. Hluk je pak omezen jejich aerodynamickou konfigurací, která směruje vstup a výstup vzduchu proudící tunely vybavenými akustickými úpravami stěn a majícími vertikální vstupní a výstupní konfiguraci. Bohužel tah motoru již není přesně stejný jako na zkušebním stavu v otevřeném prostoru pro stejný průtok paliva, protože další proud vzduchu, který má být trénován, spojený s Venturiho účinkem plynového potrubí výfukového potrubí, vyžaduje energii z konečný výsledek musí být opraven výpočtem, aby se získal skutečný tah motoru. Provedené opravy jsou řádově 3% až 10% v závislosti na instalaci.

Průtoky vzduchu na vstupu motoru se mohou pohybovat od 80 kg / s pro vojenské motory do 1 600 kg / s pro podzvukové motory s vysokým tahem, což v závislosti na zkouškách generuje velmi proměnlivé indukované průtoky.

Poté se pro každou uzavřenou zkušební stolici stanoví korekční faktor vyhodnocením výkonových odchylek daných u otevřené zkušební stolice s použitím referenčních motorů použitých ve všech certifikačních zkouškách. Tento korekční faktor se poté použije pro každý produkční motor předaný do uzavřeného zkušebního stavu. Fáze zkoušky k určení tohoto korekčního faktoru se nazývá „srovnávací test“. Tato korelační fáze je povinná, pouze pokud má být významně změněna vnitřní aerodynamika zkušebního stavu.

Oprava zkušebního vybavení

Zkušební měřicí a kontrolní zařízení indukují odchylky v odezvě motoru a musí být opraveny v konečných výsledcích, aby se dosáhlo skutečného výkonu motoru. Korekční faktory, které se mají použít na výsledky zkoušky, se stanoví výpočtem z modelu motoru, jehož provoz je simulován s přístrojovým vybavením i bez něj.

Korelace Nacelle

Gondoly použité pro výrobní zkoušky musí být porovnány s těmi, které se používají pro pozemní zkoušky předváděcích motorů použitých pro certifikační zkoušky. Odchylky zjištěné v důsledku srovnávacích zkoušek vedou k nápravným faktorům, které se použijí na výsledky zkoušek každého sériového motoru.

Výkonový posun zkušebních stolic

Pro stanovení pomalého driftu zkušebních zařízení se stanoví monitorovací koeficient zahrnující vstupní a výstupní teploty na zkušebním zařízení a také palivo spotřebované během zkoušky. Poté stanovíme množství poskytnuté práce a pokud je stabilní, znamená to, že se zkušební stolice nevyvíjí.

Výpočty referenční rychlosti

Po provedení všech instalačních oprav musí být smluvní parametry motoru upraveny pro každý zkušební bod ve vztahu ke smluvní rychlosti TK prodané výrobci letadla. Poté se použijí interpolační tabulky vytvořené během pozemních zkoušek předváděcích motorů během certifikační fáze.

Jedná se o tah, tok paliva, teplotu EGT a rychlost HP u dvojitých karoserií.

Výpočty referenčního tahu

Princip je stejný jako pro návrat k referenční rychlosti, ale jedná se pouze o průtok paliva (užitečné pro výpočet SFC)

Provedení zkoušky motoru Chronologie operací

Činnosti, které musí být provedeny při uvedení motoru na zkušební stolici, jsou v chronologickém pořadí následující:

Přístroje a dodávka oleje, poté instalace v pevném bodě
Suché větrání bez paliva
Počínaje spuštěním
Nastavení a ovládací prvky
Záznam výkonových křivek
Ochrana proti korozi a vypnutí

Zkušební sledování

Během zkoušky motoru by odpovědný personál měl:

sledovat bezpečné mezní parametry
1. Diety
2. Teplota turbíny
3. Vibrace
4. Teploty ložisek hřídele
5. Tlak oleje a paliva
zkontrolujte všechny provozní režimy motoru a zkontrolujte všechny parametry tolerance
zkontrolujte výkon ve stabilizovaných a přechodných režimech
zajistit kontroly na konci zkoušky
1. hladina oleje
2. těsnění
3. ukazatele opotřebení
vystavit závěrečnou sankci ve formě zprávy, která bude předána zákazníkovi a bude sloužit jako důkaz v případě předčasného opotřebení motoru po jeho provzdušnění (záruka výrobce).

V případě anomálie není motor dodán zákazníkovi a jde za účelem posouzení do nemocničního řetězce; návrat k testování výroby bude proveden po úplném vyřešení problému.

Provoz a údržba

Jakmile je motor prodán a přijat provozovatelem, začíná jeho provozní životnost a bude přerušována lehkými preventivními a kurativními údržbovými operacemi pod křídlem, jakož i náročnými údržbářskými pracemi v dílně, aby bylo možné dobu používání několik. dekády.

Obecné pojmy

Zde je několik definic některých konceptů souvisejících s provozem motoru

Efektivnost a náklady

Účinnost kombinuje vnitřní kvalitu materiálu a náklady na vlastnictví, které zahrnují:

počáteční náklady na pořízení
provozní náklady
náklady na údržbu

Bezpečnost a zabezpečení

Bezpečnost vyjadřuje schopnost zařízení zajistit jeho jmenovitý provoz. Bezpečnost je schopnost části zařízení nezpůsobovat škody lidem.

Dostupnost

Dostupnost (D) vyjadřuje skutečnost, že zařízení je v daném čase schopno vykonávat všechny funkce, pro které bylo navrženo.

Rozlišuje se mezi zjevnou dostupností a skutečnou dostupností. Protože kontrola úplné dostupnosti obvykle není možná, je přístupná pouze zdánlivá dostupnost.

Dostupnost lze vyhodnotit na základě průměru průměrné doby dobrého provozu (MTBF: střední doba mezi poruchami) a průměrné doby potřebné pro opravy (MTTR: střední doba opravy).

D = MTBF / (MTBF + MTTR)

Dostupnosti lze tedy dosáhnout spolehlivostí a prostředky implementovanými k opravě zařízení.

Spolehlivost

Spolehlivost je schopnost zařízení vykonávat danou funkci za daných podmínek po dané období. Jedná se tedy o pravděpodobnost bezproblémového provozu. Abychom to definovali, rozlišuje se mezi mírou poškození L (Lambda) a MTBF (střední doba mezi poruchami).

Míra poškození L je procento vzorků populace N, které selhaly během jednotkového času x.

L = (N1-N2) / N1

s N1 = vzorky v čase ta N2 = vzorky v čase (t + x)

MTBF je inverzní k míře poškození:

MTBF = 1 / l

Spolehlivost se často vyjadřuje počtem poruch za hodinu, například 1,10–6, což znamená, že k chybě dojde po 1 milionu hodin provozu.

Míra poškození zařízení se v průběhu času mění, ať už u mechanických nebo elektronických součástek, podle tří odlišných období:

Poměrně krátké první období, kdy zařízení trpí mladistvými poruchami
Druhé delší období, kdy je míra poškození nejnižší,
Třetí velmi krátké období známé jako „stáří“, kdy se významně zvyšuje škodovost.

Udržitelnost

Udržovatelnost je schopnost zařízení udržovat v provozuschopném stavu. Složky udržovatelnosti (provoz, spolehlivost, demontáž, testovatelnost atd.) Se obecně určují během fáze návrhu zařízení.

Údržba

Údržbu lze definovat jako všechny prostředky a činnosti nezbytné k „údržbě“ zařízení v provozu.

Odebrání motoru, modulu nebo hlavního příslušenství lze odůvodnit 3 omezeními:

potenciál mezi revizemi
životnost některých dílů v cyklu
kalendářní potenciál.

Potenciál

Potenciál mezi generálními opravami (TBO = Time Between Generalul) je doba používání povolená před tím, než je vyžadována velká oprava motoru, modulu nebo hlavního příslušenství.

Potenciál motoru nebo modulu je určen na základě podpůrných testů a zkušeností. Obecně se vyjadřuje v provozních hodinách, ale také v letech pro potenciály kalendáře existující pro tyto stejné prvky.

Potenciál může být předmětem rozšiřujícího programu založeného na odborných znalostech motorů dosahujících jeho konce.

Limity kalendáře

Toto je maximální čas, který je k dispozici po návratu do provozu v letadle po generální opravě nebo větší opravě.

Meze použití

U určitých prvků (např .: ložiska nebo pastorky) existuje omezení použití vyjádřené v hodinách nebo cyklu nezávisle na potenciálu motoru.

Počítadlo potenciálu

U některých motorů vybavených regulačním a monitorovacím počítačem je k dispozici funkce počítání potenciálů.

Tato funkce bere v úvahu otáčky motoru a teplotu turbíny během provozu pod křídlem za účelem výpočtu míry únavy rotujících agregátů.

Omezená životnost

Některé součásti motoru mají povolenou dobu používání, než jsou vyřazeny z provozu.

Tato životnost je určena výpočty a podpůrnými zkouškami. Vyjadřuje se v počtu provozních hodin a v cyklech (1 cyklus = 1 start, 1 start, 1 stop).

Servisní bulletiny

Všechny úpravy provedené na zařízení jsou klasifikovány podle způsobu použití a stupně naléhavosti. Tyto změny mohou být volitelné, doporučené nebo povinné.

Jakákoli změna je předmětem servisních bulletinů vydaných výrobcem a schválených úřední leteckou službou.

Úkon

Za provozu jsou postupy řízení a řízení tahu motoru prováděny leteckými společnostmi na základě doporučení výrobců, aby bylo umožněno minimální snížení výkonu tak, aby byly prováděné operace údržby po určitou dobu minimalizovány.

Monitorování výkonu motoru v reálném čase je zajištěno zpracováním dat odeslaných letadlem během každého z jeho letů.

Řada omezení, z nichž některá jsou specifická pro každý typ motoru, vyžaduje provozní monitorování a výměnu určitých dílů s omezenou životností.

Řidičské postupy

Provozní postupy motoru jsou definovány v oficiální dokumentaci (uživatelská příručka, letová příručka atd.). Rozlišují se mezi takzvanými běžnými jízdními postupy a nouzovými postupy.

Normální postupy

Definují akce řízení pro různé provozní fáze: startování, zapnutí, řízení za letu, zastavení motoru, opětovné zapnutí, ventilace atd. Ve fázích cyklu, kde je maximální výkon vyžadovaný od motoru, má důraz na management podle potřeby z ekonomických důvodů. Byl vyvinut postup snižování tahu při vzletu, který se používá důsledně, kdykoli je to možné.

Nouzové postupy

Definují akce řízení za výjimečných podmínek: vypnutí motoru za letu, poruchy systému, požár atd., Což umožňuje udržovat maximální bezpečnost cestujících ve zhoršeném provozním režimu.

Snížení tahu při vzletu Úvod

Všechna komerční dopravní letadla jsou vyrobena s motorem s nadměrným tahem, aby splňovaly požadavky na certifikaci. Výrobce letadla a výrobce motoru vyrábějí sestavu letadla plus motor pro nejnáročnější podmínky (maximální zatížení, horký den, vysoká nadmořská výška atd.), S nimiž se lze setkat při misích, které mu budou přiděleny.

Proto ve většině podmínek použití letounu existuje velká rezerva tahu, kterou není užitečné použít. Rezerva tahu nepoužitá během vzletu se nazývá DERATE a je nejčastěji vyjádřena v% maximálního tahu, který může motor poskytnout.

Tato rezerva může dosáhnout více než 25% maximálního tahu v závislosti na kombinaci letadla / motoru a podmínkách vzletu dne.

Provozní řízení tahu

Motory se zhoršují mechanickým opotřebením a výsledné termodynamické účinky ovlivňují účinnost a hmotnostní tok. Provoz při maximálním tahu nemá žádný vliv na tah, ale přispívá k výraznému snížení marže EGT. To má přímé důsledky na zhoršení spotřeby paliva a na životnost pod křídlem.

Z těchto pozorování vyvinuli výrobci jako prioritu princip snižování nebo snižování tahu ve fázi vzletu, princip spočívající v použití pouze úrovně tahu požadované podmínkami dne, pokud je maximální vzlet zatížení. není dosaženo.

Snížení užitečného tahu při vzletu (viz stoupání na cestovní hladinu) má také pozitivní dopad na bezpečnost letu snížením pravděpodobnosti poruchy způsobené předčasným opotřebením motoru, pokud je častěji vystaven cyklům (vzlet, stoupání, plavba, držení, přistání) a při maximálním tahu v určitých fázích cyklu.

Během vzletu

Vzlet komerčního letadla se řídí kodifikovaným postupem, kdy charakteristiky jako:

vlastnosti dráhy (délka, stav, nadmořská výška atd.)
místní počasí
vzletová hmotnost
atd.

jsou brány v úvahu při seřizování motorů při vzletu. Maximální povolený tah omezí maximální vzletovou hmotnost v extrémních teplotních podmínkách a za příznivějších podmínek nebude maximální tah použit, přičemž délka dráhy je v tomto případě široce používána.

Koncept vzletu se sníženým tahem byl vyvinut výrobci, protože u flotily byl statisticky prokázán úzký vztah mezi snížením tahu na nezbytně nutnou úroveň a očekávanými přínosy z hlediska životnosti pod křídlem. . Ukázalo se také, že to mělo pozitivní dopad na náklady na údržbu.

Následující aspekty a koncepty umožňují sestavit provozní postupy zaměřené na dosažení tohoto ekonomického cíle:

Řízení výkonu motoru
Vztah mezi tlakem a marží EGT
Koncept marže EGT při vzletu
Vliv snížení tahu na teplotu vzletu EGT
Vztah mezi teplotou EGT při vzletu a venkovní teplotou (OAT)
Vliv funkce klimatizace na teplotu EGT

Definice

Teplota EGT

Teplota EGT (teplota výfukového plynu) je teplota na vstupu do turbíny nebo její obraz, protože díky velmi vysokým teplotám jsou sondy často umístěny po proudu v chladnější zóně.

EGT Margin při vzletu

Rozpětí EGT vzletu je rozdíl mezi certifikovaným maximem a nejvyšší hodnotou, které může motor dosáhnout při plném vzletu na základě tlakových a teplotních podmínek dne. Tento rozdíl, který je významný pro motor na začátku jeho životnosti, má tendenci se výrazně zmenšovat, dokud nedosáhne limitu, který vyžaduje demontáž a odjezd do dílny za prací na horkých součástech.

Rychlost zhoršení tohoto parametru určuje provozní dobu pod křídlem, a tedy hodinové náklady pro společnost.

Silná korelace a teplota EGT

Regulace určitých motorů umožňuje udržovat konstantní tah při vzletu v rozsahu okolní teploty a současně zvyšovat teplotu EGT, a to až do mezní teploty okolního vzduchu, nad kterou tah klesá při udržování teploty EGT konstantní.

Maximální tah motoru je charakteristika, která je pro něj specifická, ale která přesto závisí na denních podmínkách (teplota a tlak) a která je poskytována pro maximální teplotu EGT, kterou nesmí generátor plynu překročit v důsledku zhoršení stavu.

Použití nebo nepoužití možností klimatizace (Bleeds) při vzletu má vliv na teplotu EGT. Při použití této možnosti při vzletu, která zvyšuje spotřebu paliva, se zvyšuje teplota EGT pro stejný požadovaný tah.

Koncept redukce

Koncept redukce tahu vzletu lze dosáhnout dvěma způsoby:

první s názvem FLEX TEMP na základě použití parametru teploty vzduchu (OAT), který umožňuje regulaci nastavit maximální úroveň tahu.
druhý na základě použití předprogramovaných úrovní tahu, které může nařízení implementovat.

Poškození motoru

Všechny části motoru a jeho součásti jsou vystaveny výsledným úrovním napětí:

rychlosti otáčení
vysoké vnitřní teploty a tlaky

To má za následek silné mechanické, tepelné a aerodynamické namáhání dvou typů:

cyklické, které závisí na špičkových zatíženích během různých fází letových cyklů
konstanty, které závisejí na dobách vystavení zatížení, kterému mohou být vystaveny různé součásti motoru

Ne všechny části motoru podléhají stejným omezením, takže výhoda snížení tahu není pro každou z nich stejná.

Omezení

Motor je navržen tak, aby pracoval v určitých mezích stanovených výrobcem: letová obálka, rychlosti, teploty, tlaky, faktory zatížení, čas atd.

Letová oblast

Motor je navržen tak, aby pracoval v určeném rozsahu tlaku a venkovní teploty odpovídajících jeho budoucím provozním úkolům.

Nadmořská výška letu určuje hustotu vzduchu a následně průtok do motoru, průtok, který ovlivňuje jeho výkon.

Zvýšení rychlosti letounu, které má za následek zvýšení účinnosti pohonu motoru, má sklon ke snižování tahu, pokud není dostatečné k tomu, aby způsobilo zvýšení vstupního vzduchu působením síly.

Reignition oblast

Opětovné zapálení za letu po vyhynutí je možné pouze za určitých letových podmínek (nadmořská výška, rychlost atd.).

Provozní režimy

Otáčky různých rotujících částí motoru podléhají limitům amplitudy a doby trvání, aby byla chráněna celistvost stroje a umožněna životnost pod křídlem kompatibilní s provozem.

Teplota plynu

Meze jsou dány odporem horkých částí, zejména odporů lopatek turbíny. Může existovat několik limitů: zbytková teplota před spuštěním, maximální teplota během spuštění, maximální teploty za letu atd.

Meze olejového okruhu

Představují je tlakové, teplotní a spotřební limity; příklady: maximální tlak oleje, minimální tlak oleje, maximální teplota oleje, minimální teplota oleje pro spuštění, maximální spotřeba oleje ...

Meze palivového okruhu

Obecně jsou reprezentovány mezními hodnotami minimální a maximální teploty a v některých případech mezními hodnotami tlaku ...

Elektrické limity

Limity napětí obvodu, limity spotřeby, limity vzorkování ...

Počáteční limity

Se spuštěním motoru je spojen určitý počet limitů: startovací rozsah, limity parametrů (teploty, rychlosti atd.) A časové limity (čas spuštění, maximální čas ventilace, čas stabilizace před zastavením, čas automatického otáčení při zastavení ... ).

Různé limity

Limity vzorkování vzduchu, limity vibrací, limity faktoru zatížení ...

Poruchy

Během provozu vykazují proudové motory určitý počet poruch, které mohou víceméně vážně ohrozit bezpečnost letu. Tyto abnormální operace mohou být různého druhu, mohou mít různé příčiny a více či méně důležité důsledky.

Problémy způsobující abnormální provoz mohou být netěsnosti (vzduch, olej, palivo), poruchy systému a příslušenství, kavitační jevy ve vysokotlakých obvodech. Příčiny mohou být lidské (údržba), technologické (větší degradace, než se očekávalo), vnější (úder blesku, náraz).

Důsledky se pohybují od zpožděného vzletu po zastavení motoru za letu (rozhodnuto nebo ne posádkou). Je zřejmé, že všechna opatření přijatá nejprve výrobcem a provozovatelem poté přispívají k výraznému omezení počtu provozních poruch a omezení následků, aby nebyl ohrožen život cestujících.

Úniky

Únik vzduchu, paliva a oleje je jednou z hlavních příčin poruchy „motoru“:

úniky vzduchu způsobují anomálie regulace, odšroubování motoru, vypnutí motoru a přehřátí;
úniky paliva také způsobují požáry pod kapotou a vypouštění nádrže;
úniky oleje vyžadují vypnutí motoru, pokud nedojde k poškození ložisek hřídele a světel pod kapotou nebo v krytech;
úniky paliva do oleje způsobují požáry krytu.

Drtivá většina úniků je způsobena operací údržby, která proběhla špatně:

nesprávné utažení armatur;
poškození těsnění nebo pouzder;
nedodržení postupu zkoušky těsnosti.

K netěsnostem dochází hlavně na armaturách nebo v důsledku prasknutí potrubí v důsledku únavy vibracemi nebo opotřebení třením.

Úniky mezi okruhem mezi palivem a olejem mají vážné následky, které mohou vést k požáru motoru a zničení vnitřních částí (například únik turbíny LP a prasknutí kotoučů).

Poruchy systémů a příslušenství

Podle návrhu poruchy systému a příslušenství obecně vedou k selhání motoru bez sekundárního poškození nebo dokonce bez provozních dopadů.

vyhynutí;
čerpací;
vypnutí motoru nařízené posádkou po poplachu;
zhoršený provozní režim.

Selhání tohoto druhu jsou odpovědná za téměř všechna zpoždění a zrušení letu a za velkou část přerušení letu (IFSD).

Tyto poruchy jsou obvykle odstraněny bez demontáže motoru, protože součásti těchto systémů a příslušenství jsou vyměnitelné na motoru pod křídlem (Line Replacable Unit).

Poruchy olejového okruhu

Olejový okruh je odpovědný za většinu odstávek motoru za letu nařízených posádkou. To se projevuje:

příliš nízký tlak oleje (pravý nebo nesprávný);
pokles hladiny oleje, který má za následek preventivní vypnutí motoru;
nadměrná teplota oleje;
zanesení filtrů.

Existuje několik příčin:

vnější (potrubí) nebo vnitřní (kryty) netěsnosti;
porucha olejového čerpadla (natlakování nebo zotavení);
ucpání obvodu;
falešné označení.

Zvláštní vada zvaná „koksování olejového okruhu“, která má původně tepelnou degradaci oleje, vede k tvorbě více či méně silných usazenin a ve více či méně velkém množství v trubkách a tryskách. Tento jev může vést k poruše ložiska bez varování.

Poruchy související s palivem

Proudové motory jsou navrženy a certifikovány pro paliva splňující civilní (ASTM nebo IATA) nebo vojenské (MIL, AIR atd.) Specifikace. Tyto specifikace omezují určité fyzikální nebo chemické vlastnosti, ostatní však ponechávají bez zvláštních omezení.

Z toho vyplývá, že i při dokonalém splnění stejných specifikací mohou paliva představovat kvalitativní rozdíly, které jsou někdy příčinou poruchy motoru.

Aromatická rychlost mimo toleranci (> 20% nebo dokonce 30%), což má za následek
- otoky kloubů
- tvorba koksu na vstřikovacích hlavách
- velmi jasné plameny vedoucí k přehřátí mixérů
Obsah olefinů je mimo toleranci (> 5%), což má za následek tvorbu usazenin nebo „gumových“ dásní
Míra sirných sloučenin mimo toleranci (> 0,3%) způsobující korozi lopatek turbíny tvorbou kyseliny sírové
Míra merkaptanů je mimo toleranci (> 0,003%), což způsobuje útok na povlak kadmia a zhoršení elastomerních těsnění
Tlak páry je příliš vysoký (Max = 0,21 baru při 38 ° C ), což vyvolává
- parní zámky hromaděním plynu
- kavitace čerpadel a vstřikovačů (například motory CONCORDE OLYMPUS nepřijímaly palivo Jet B (RVP = 0,21 bar a byly omezeny na palivo Jet A a Jet A1).
Tekutina mimo toleranci (příliš vysoká teplota tuhnutí a viskozity), což má za následek deaktivaci čerpadel v nádrži, nedostatečné rozprašování a následně nezapálení paliva v komoře.
Tepelná stabilita mimo toleranci, která má za následek tvorbu laku a ucpání vstřikovačů s bonusem za ztrátu účinnosti výměníků tepla (palivo / olej)
Kontaminace
- pevnými částicemi (písek, rez atd.), což má za následek ucpání filtrů, předčasné opotřebení čerpadel a dopad na stabilitu hydraulické regulace motorů první generace.
- kondenzací vody s důsledky tvorby mikroorganismů v nádržích (koroze), tvorbou ledových krystalů při nízké teplotě a zvýšenými možnostmi zániku snížením teploty plamene.
Nižší mazivost díky nízkému obsahu síry (charakteristika není uvedena)

Vidíme, že existuje značné množství fyzikálních a chemických charakteristik paliva, které mají přímý nebo nepřímý dopad na správnou funkci proudového motoru. Podívejme se nyní na poruchy motoru spojené s palivovým systémem, které mají důsledky hlavně pro:

Výsledkem je tvorba paliva
- nezapálení na zemi v důsledku poruchy pohonu palivového čerpadla
- nezapálení za letu ztrátou objemové účinnosti palivového čerpadla HP (opotřebení) nebo „parním uzávěrem“ na úrovni přívodního potrubí nebo vstřikovací kolejnice
- zánik kavitace vstřikovačů během klesání nebo narušení pohonu LP čerpadla.
Regulace vstřikování paliva s možnými důsledky
- čerpání
- vyhynutí
- odšroubování
- nestabilita spojená s anomáliemi hydraulických servopohonů v důsledku znečištění paliva

Vidíme, že použití nevhodného paliva může být zdrojem mnoha poruch, které mohou mít dopad na bezpečnost letu.

Skutečné nebo podezření na selhání motoru

Startovací systém je zdrojem skutečných poruch ovlivňujících startování motoru a udržování jeho integrity od prvních otáček otáčení. Nejběžnější příčiny jsou:

- neotevření spouštěcího vzduchového ventilu následkem elektrického, mechanického nebo prostého námrazy, které má za následek nespuštění plynové turbíny.
- neuzavření vzduchového ventilu startéru, které vyžaduje vypnutí motoru, protože existuje riziko přehřátí motoru startéru a plošiny.
- prasknutí zkušebního vzorku (mechanická pojistka umístěná mezi startérem a spojkou motoru) hnacího hřídele z důvodu únavy nebo přetížení v důsledku tepelné nevyváženosti (po nedodržení čekacích dob po zastavení motoru je horní část motoru teplejší než spodní část a výsledné mechanické deformace zhoršují vyvážení rotující části na dobu nezbytnou pro tepelnou homogenizaci)
- poškození převodovky v důsledku úniku oleje z otočného kloubu nebo únavové poruchy klikové skříně.
- neuvolnění odstředivé spojky, které má za následek pohon startéru motorem a v důsledku toho přehřátí oleje, které může vyvolat požár gondoly.

Kromě těchto příčin přímo spojených se spouštěcím systémem existují praskliny kotouče nebo turbíny spojené s rotací sestavy v důsledku zrychlené únavy na součástech s omezenou životností nebo FOD.

Systém odvzdušňování je také zdrojem poruch motoru v důsledku:

- prasknutí odvzdušňovacího potrubí s následkem poškození kabeláže a příslušenství pod kapoty nárazem horkého vzduchu
- porucha zpětného ventilu „OTEVŘENO“ způsobující opětovné nasávání vzorku „HP“ prostřednictvím vstupu IP (IN-FLOW-BLEED)
- čerpání nebo rotační separace LP kompresoru indukující čerpání HP kompresoru (kritická porucha u motorů vybavených zesilovačem vzorků)

Zpětný tah může v určitých fázích silně penalizovat bezpečnost letu jeho předčasným spuštěním nebo ztrátou jedné nebo více pohyblivých kapot na konci aktivačního zdvihu po selhání zastávek.

Určité takzvané předpokládané poruchy po nepodloženém a neověřitelném poplachu pilota vyžadují řízené vypnutí motoru. Tyto informace, které nemají žádné citlivé projevy, jako jsou vibrace nebo požár motoru, vyžadují, aby pilot důvěřoval přístrojům.

Nejdůležitější alarmy pro řízení motoru jsou:

- teplota a tlak oleje
- indikátor zanesení filtru
- teplota turbíny
- rychlosti otáčení rotujících částí
- poloha OTEVŘENO nebo ZAVŘENO vzduchového ventilu startéru
- odemčená poloha obraceče tahu

Vypnutí motoru nařízené pilotem po indikaci špatného alarmu je formou PORUCHY MOTORU, protože může mít důsledky pro bezpečnost letu.

Elektromagnetické rušení

Elektronické předpisy jsou citlivé na elektromagnetická pole, v závislosti na spektru a emitovaném výkonu. Dva hlavní zdroje emise jsou blesky a umělé záření, jako je záření z primárních radarů a vysokofrekvenčních vysílačů.

Blesk může mít dva hlavní efekty:

mechanický účinek a tepelný účinek na kovové prvky kompozitních konstrukcí (popáleniny v bodech nárazu, elektrické oblouky a přetlak v boxech s, v případě nedostatečné ochrany, výbuchy nádrže.
elektromagnetický efekt indukující proudy v krytech a vodičích, které nejsou dostatečně stíněné, interferující s elektrickými informacemi, které přenášejí.

Umělé emise elektromagnetického záření mohou také rušit elektroinstalaci a elektronické počítače, pokud je ochrana proti rušení vadná.

Proti umělým emisím elektromagnetického záření jsou poskytované ochrany dostatečné, pokud jsou štíty účinné a systémy jsou odolné vůči změnám dat.

Proti přirozeným emisím, jako je blesk, který může dosáhnout vysokých výkonů, mohou být ochrany pouze fyzické, protože bleskový puls je velmi krátký a má malou šanci změnit informace přenášené systémy.

Nakonec existuje riziko, že narazíte na emise energie, které přesahují úroveň, která je zohledněna při návrhu.

Úder blesku

Intenzivní elektrická pole vyvíjející se v oblacích typu kumulonimbus jsou příčinou blesků a úderů blesku, když jimi procházejí letadla. Díky svému podlouhlému tvaru letoun na svých koncích zesiluje elektrické pole, buňka se stává místem potenciálního rozdílu mezi nosem a ocasem, který může dosáhnout desítek milionů voltů. Když je dosaženo zapalovacích napětí, začíná první elektrický oblouk od přídě letounu směrem k základně oblaku a o několik zlomků sekundy později začíná druhý oblouk od ocasu letounu směrem k horní části oblaku.

V tuto chvíli trupem na vnější straně jeho kůže prochází elektrický proud skládající se z krátkých pulzů několika desítek mikrosekund a intenzity několika stovek tisíc ampér. Vnitřek kabiny chráněný Faradayovým efektem kovového trupu může cestující vidět pouze světelné efekty ionizace vzduchu v okolí.

Bleskový proud však může mít přímé a nepřímé účinky na letadlo a motory. Přímé účinky jsou způsobeny stálým proudem existujícím mezi proudovými impulsy, zatímco nepřímé účinky jsou způsobeny proudovými impulsy velmi vysoké intenzity.

Přímým účinkem je mechanické poškození, například:

popáleniny na vstupních a výstupních bodech elektrického oblouku
nýtujte fúze uvolněním tepla, když protéká proud
propíchnutí kukly a tepelné poškození, protože blesková plazma může dosáhnout teploty několika desítek tisíc stupňů
elektrický oblouk v palivových nádržích s rizikem výbuchu, pokud to bohatství dovolí

Nepřímým účinkem jsou elektromagnetická rušení spojená se skutečností, že bleskový proud lze přirovnat k anténě, která vyzařuje dvě pole kolmo na sebe a na směr jejich šíření.

Elektromagnetické pole generované buzeným proudem blesku, který má pulzní povahu, se rozpadá na rádiové emisní spektrum proměnlivé intenzity v nepřímém poměru k frekvencím, což vysvětluje parazitní výboje v dlouhovlnných přijímačích a absenci rušení krátkých vln receptory.

Tato radioelektrická emise je schopna vyvolat parazitní proudy v elektrické kabeláži, pokud nejsou dostatečně chráněny vhodným stíněním. Tyto parazitní proudy mohou být příčinou poruch elektronických řídicích systémů.

Monitorování provozu motoru za letu

Provozní parametry motoru nezbytné pro bezpečné řízení jsou vráceny do kabiny, ale nejsou zamýšleny tak, aby umožňovaly prediktivní údržbu během letu nebo po ukončení letu.

Bylo nutné vyvinout technické prostředky k co nejpřesnějšímu sledování odchylek motoru od jeho průměrného provozního bodu pro různé fáze letu (vzlet, stoupání, plavba, klesání).

Tento provozní režim umožňoval zvýšení schopnosti předvídat potenciální poruchy tím, že umožnil zastavit jejich postup směrem ke skutečným poruchám.

Okamžitými důsledky tohoto způsobu postupu bylo zvýšení bezpečnosti letu a optimalizace života pod křídlem lepší správou ložisek.

Cíle a metodika

Hlavní cíle monitorování motoru v provozu pod křídlem během komerčních provozních fází jsou:

prodloužení životnosti pod křídlem optimalizací usazenin
snížené náklady na údržbu
lepší prevence velkých poruch

Metodika je založena na:

analýza odchylek parametrů motoru, jako jsou teploty, tlaky, v souladu se zpracováním zpráv ze systému údržby letadla.
prognóza odstranění na základě zbývajícího potenciálu částí motoru s omezenou životností (LLP), jako jsou disky vysokotlakých turbín a zbývající okraj EGT.

Zhoršení marže EGT

Účinnost termodynamického cyklu plynového generátoru proudového motoru klesá, protože se zhoršuje během používání nebo náhle během poruchy. Pokles účinnosti související s opotřebením má za následek zvýšení spotřeby paliva a zvýšení teploty při stejných otáčkách motoru nebo zachování stejného tahu.

Teplota EGT odráží rychlost degradace horkých částí a její monitorování pro každý motor pod křídlem umožňuje:

identifikovat abnormální odchylky pracovního bodu horkých částí (které jsou nejvíce omezeny za letu)
odhadnout životní potenciál pod křídlem bez demontáže (ať už u prvního vybavení, nebo u těch, které byly odstraněny kvůli generální opravě)
zavést postupy údržby pod křídlem zaměřené na obnovení rozpětí nebo zmírnění jeho degradace

Faktory ovlivňující zhoršení marže EGT jsou:

prostředí motoru (písek, krupobití, vulkanický popel atd.)
poměr maximálního tahu použitého při vzletech (snížení výkonu)
postupy údržby pravidelně používané k obnovení rezervy EGT (mytí vodou, výměna teplotních sond EGT atd.)
různé cykly letadel (letové úseky) v závislosti na tom, zda se jedná o krátkou, střední nebo dlouhou vzdálenost

Monitorované parametry

Parametry sledované během letu pocházejí ze systému letadla a motoru. Jsou rozděleny do tří kategorií: povinné, doporučené a volitelné.

Seznam hlavních parametrů zaznamenaných během letu:

Identifikace letadla, datum, čas GMT
fáze letu, výška, Mach, TAT
Informace o klimatizaci a krvácení
provozní parametry motoru: otáčky, teplota EGT, spotřeba paliva
provozní konfigurace motoru, jako je typ regulace a výkon

Nejdůležitější parametry týkající se provozních podmínek jsou:

fáze letu
nadmořská výška
Mach
TAT
Stav krvácení
Stav proti ledu

Akviziční kritéria

Aby bylo možné získat variace sledovaných parametrů, které jsou co nejméně znečištěné provozem systému letoun-motor, bylo nutné definovat kritéria předchozího získání.

Jedná se zejména o tato kritéria:

stabilizované letové podmínky s vypnutým automatickým plynem, pokud je to možné;
motory ve jmenovitém provozním režimu;
data zaznamenaná s dostatečným počtem platných číslic;
pravidelně kalibrovaný přístrojový systém.

Kritéria pro cestovní stabilitu

Při automatickém snímání musí být po dobu alespoň 12 sekund udržovány následující podmínky:

Nadmořská výška nad 6000 m
Mach mezi 0,6 a 0,9
Odchylka TAT nižší než 1 ° C
Změna otáček motoru menší než 0,4%
Kolísání nadmořské výšky menší než 30 m
Stabilní BLEED
Protimrazová gondola a křídlo jsou VYPNUTY

Při manuálním snímání je nutná stabilizace cestovních podmínek po dobu delší než 5 minut

Akviziční kritéria na Take OFF

Vzlet je fáze letu, která ukládá motorům velmi silná tepelná a mechanická omezení. Jedná se navíc o přechodnou fázi letu, která má dopady po vzletu (například turbínové disky pokračují v expanzi několik minut po návratu motorů se sníženým výkonem), což vyžaduje při získávání parametrů následující opatření:

Nepoužívejte v analýze odchylek parametry z prvního vzletu dne nebo ze vzletu po vypnutí motoru kratším než 4 hodiny
Zaznamenejte data v době maximálního EGT, který je proměnlivý podle typů motorů

Hodnocení výkonů

Hlavním cílem monitorování provozu za letu je předvídat demontáž motoru před zahájením letu nebo identifikovat předvídatelnou poruchu letu, která by neumožnila ukončení mise za očekávaných podmínek nebo ještě horší, což by zpochybnilo bezpečnost letu.

Princip spočívá v porovnání výkonu měřeného během letu s výkonem databáze, která shrnuje průměrné charakteristiky uvažovaného typu motoru.

Rozdíly pozorované mezi letovými údaji a očekávanými hodnotami umožňují vypočítat odchylky v databázi integrací provozních podmínek letu (nadmořská výška, mach, TAT, účinky odvzdušnění klimatizace)

Speciální monitorování tlaku oleje umožňuje včasnou detekci potenciálních poruch ložisek.

Toto monitorování také umožňuje v rámci dvoumotorových letů (ETOPS) určit, zda jsou meze EGT a rychlost kompresoru v té době dostatečné k zajištění misí. Odchylky od těchto parametrů umožňují nastavit cestovní limity.

Údržba

Všeobecné

Můžeme rozlišit tři režimy údržby:

- údržba s časovým limitem
- stavově závislá údržba
- údržba s monitorováním chování.

Volba použít jeden nebo druhý z těchto režimů na jeden nebo více prvků motoru vyplývá z předběžné analýzy hlavních funkcí motoru, výsledků získaných ve studiích spolehlivosti, konkrétních zkoušek a rovněž zkušeností získaných v provozní životnost.

Činnosti údržby jsou popsány v dokumentaci týkající se motoru:

- Manuál údržby,
- Pokyny k technické údržbě
- Příručka pro generální opravu (opravu).

Údržba s časovým limitem

V tomto režimu údržby jsou prvky uloženy ve stanoveném termínu a revidovány, pokud existuje zbývající potenciál životnosti, nebo jsou vyřazeny z provozu, pokud je dosaženo limitu životnosti.

Údržba závislá na stavu

Spočívá v provádění postupů údržby podle stavu prvků, a proto ve sledování degradace příslušných částí za účelem stanovení zásahu s ohledem na zjištěnou poruchu. To vyžaduje monitorovací prostředky, jako je chemická analýza oleje nebo vizuální kontrola endoskopickou metodou ...

Údržba s monitorováním chování

Tento typ údržby je založen na neustálém sledování určitých významných parametrů provozu motoru, aby bylo možné včas odhalit anomálie a použít příslušné postupy údržby dříve, než dojde k poruše.

Fáze údržby

údržba byla rozdělena do několika fází stanovených podle obtížnosti zásahu, doby potřebné k provedení zásahu a logistických a legislativních úvah.

Běžným příkladem distribuce úrovní je:

- 1 st Echelon: Motor namontovaný na letadle (návštěvy, vklady ... HŽP)
- 2 nd Echelon: Motor sejmut z letadla (Demontáž - Montáž SRU a moduly)
- 3 rd Echelon: Engine odstranit a údržba Heavy (Intervence na moduly, atd.)
- 4 th Echelon: Generální revize - opravy (specializovaná dílna) - Před průchod založen zkušební stolici pod křídly

Druhy údržby

Existují hlavně dva typy údržby:

- tzv. preventivní údržba
- tzv. korekční operace

Preventivní údržba

Preventivní údržba zahrnuje postupy, které je třeba provádět systematicky, aby byl motor udržován v provozu za optimálních bezpečnostních podmínek.

Program údržby zahrnuje takzvané implementační postupy, jako je

- předletové kontroly
- peletové návštěvy
- tzv. pravidelné návštěvy (50, 100, 400 hodin).

Nápravná údržba

Nápravná údržba zahrnuje všechny postupy, které je třeba provést v případě nehody, poruchy, poruchy atd. Nápravná opatření musí umožnit co nejrychlejší opětovné uvedení motoru do normálního provozu. Kryty opravné údržby: diagnostika poruch, funkční kontroly, kontrola stavu, demontáž a instalace prvků, seřízení atd.

Postupy údržby

Postupy údržby, které jsou specifické pro každý motor, mají určité společné části, jako například:

- aktuální technické návštěvy
- různé kontroly a postupy
- demontáž a montáž modulů nebo prvků
- seřízení provedená staticky nebo dynamicky na zkušebním stavu nebo pod křídlem.

Provádění postupů údržby

Můžeme zmínit obvyklá opatření, jako například:

- respekt k nebezpečným oblastem,
- opatření v případě požáru,
- poloha zařízení (ve vztahu k větru a sousedním instalacím)
- oblast sání
- atd.

Implementační návštěvy

Jsou zahrnuty do programu běžné údržby. Rozlišujeme:

- předletová kontrola
- letová návštěva
- návštěva po posledním letu dne ...

Obecně se omezují na vizuální kontroly, zejména na přívod vzduchu a výfuk.

Probíhají podle konkrétní cesty, která umožňuje racionálně kontrolovat maximum prvků.

Pevný bod kontroly

Tento pevný bod je vytvořen s motorem pod křídlem. Jeho účelem je zkontrolovat výkon a mechanickou integritu motoru. Provádí se v pravidelných intervalech nebo po výměně prvků nebo po analýze poruch. V některých případech je doplněn jedním nebo více letovými testy. Z ekonomických důvodů dochází k pokusům o zkrácení doby trvání a počtu pevných bodů.

Během pevného bodu je třeba dodržovat klasická bezpečnostní opatření při instalaci; různé parametry motoru použité k posouzení stavu motoru jsou zaznamenány a zaznamenány na list určený k tomuto účelu.

Pravidelné návštěvy

Jedná se o návštěvy údržby, které je nutné provádět v pravidelných intervalech. Zahrnují řadu intervencí, například:

- vizuální kontroly
- Návštěvy filtrů a magnetických zátek na olejovém okruhu
- Vzorky oleje pro chemickou a spektrografickou analýzu

Pravidelná návštěva je obvykle doplněna pevným bodem. Jejich frekvence, která závisí na vybavení, je několik hodin nebo desítek hodin (příklad: návštěva 25 - 50 - 100 - 300 hodin).

Návštěvy lze provádět „blokovaným“ nebo „rozšířeným“ způsobem.

Takzvané „blokované“ návštěvy odpovídají provedení všech operací typu návštěvy ve stanoveném termínu. V případě „střídavých“ (nebo postupných) návštěv není zařízení ve stanovených časech znehybněno. Využíváme období nečinnosti k postupnému provádění všech operací při respektování období každého typu zásahu.

Volba metody údržby (blokovaná nebo progresivní) je ponechána na iniciativu uživatele podle kritérií, která jsou pro něj specifická.

Následující neúplný seznam poskytuje představu o tom, čeho lze dosáhnout:

- Vizuální kontrola stavu: přívod vzduchu, kompresor, tryska, upevnění kabeláže, ovládací prvky,
- Funkční kontroly,
- Kontrola filtrů (indikátor zanesení, prvky atd.), - Kontrola magnetických zátek,
- Vzorkování oleje pro analýzu,
- Pevný kontrolní bod (parametry ...),
- Úrovně - možné plné,
- Endoskopie, vibrace, opotřebení obrusných materiálů

Řízení

Činnost údržby je také charakterizována četnými kontrolami funkčnosti nebo stavu.

Níže je uveden seznam některých typických ovládacích prvků:

- Řízení výkonu motoru (Power Assurance Check)
- Ruční ovládání volného otáčení rotující sestavy za účelem kontroly, zda nedochází k nadměrnému tření
- Automatické řízení času otáčení (čas pro úplné zastavení rotující sestavy při zastaveném motoru)
- Kontrola vůle na konci lopatek turbíny
- Vizuální kontrola eroze kompresoru pomocí nástrojů
- Přímá vizuální kontrola (přívod vzduchu, výfuk, kryty, přípojky, brzdění, potrubí, příslušenství atd.)
- Endoskopická kontrola stavu vnitřních částí
- Ovládání hry
- Ovládání vibrací
- Řízení propustnosti (průtok určitými prvky)
- Kontrola těsnosti
- Kontrola a detekce trhlin
- Různé funkční kontroly (použití testovacích nástrojů).

Úložný prostor

Pokud motor z nějakého důvodu po určitou dobu neběží, musí být chráněn proti korozi postupem zvaným skladování.

Tento postup závisí na poloze motoru (nainstalovaného v letadle nebo ne) a plánovaném prostoji.

Obecně řečeno to zahrnuje běh motoru se směsí paliva a oleje při stříkání skladovacího oleje do vstupu vzduchu. Na konci tohoto pevného úložného bodu jsou všechny otvory zablokované a motor je chráněn jakýmkoli způsobem (plachty, kapoty atd.).

Pro dlouhodobou imobilizaci nebo přepravu je motor odstraněn a umístěn do speciální nádoby, často pod tlakem a vybavené vysoušedly.

Pravidelné kontroly skladování jsou uvedeny v pokynech pro údržbu.

Poznámka: Pokud jde o přepravu, je třeba přijmout opatření, aby nedošlo k poškození motorů otřesy nebo nadměrnými vibracemi.

Praní kompresoru

Mezi příčinami předčasného vyjmutí motoru jsou relativně časté příčiny způsobené zhoršením kompresoru erozí nebo korozí.

Proud vzduchu (zejména kompresor) skutečně pracuje se vzduchem, který může být zatížen erozivními nebo korozivními prvky. Například eroze v písčité atmosféře, koroze ve slané atmosféře. Kromě toho sloučení s případnými netěsnostmi způsobí ucpání, které snižuje výkon.

Pro mytí motoru je do vstupu vzduchu nastříkána směs vody a čisticího prostředku. Tyto čisticí postupy platí buď pro prevenci, nebo jakmile byl při monitorování motoru pod křídlem zjištěn pokles výkonu.

Příručka pro údržbu motoru obsahuje všechny informace nezbytné k provádění těchto údržbových prací, které, je třeba mít na paměti, jsou velmi důležité, aby se zabránilo často nevratnému vývoji procesu (znečištění nebo koroze).

Postup při požití cizích těles

Ať už za letu nebo na zemi, motor může absorbovat různé předměty v proudu vzduchu, které mohou poškodit lopatky kompresoru a turbíny. Motor je certifikován tak, aby odolal vstřikování kalibrovaných ptáků, malých krupobití nebo vody během vzletu a přistání.

Na zemi jsou to nejčastěji předměty ponechané v blízkosti vstupu vzduchu a za letu je to nejčastěji setkání s ptáky. Požití cizích těles může vést k více či méně vážnému poškození, které může mít za následek výrazné vibrace, snížení výkonu a dokonce zastavení motoru.

Je-li pozorováno požití, je vhodné zkontrolovat proud vzduchu, zejména lopatky kompresoru (kompresorů) a turbíny (turbín). Řešení údržby pak závisí na stupni anomálie a typu motoru.

Postupy demontáže a instalace

Mezi komponenty motoru, které lze vyměnit, patří ty, které lze vyměnit online (pod blatníkem), a ty, které lze vyměnit až v dílně po demontáži motoru.

První jsou předmětem postupů pro LRU (Line Replacable Unit) a druhé postupů pro SRU (Shop Replacable Unit).

Modularita

Modularita (modulární konstrukce) umožňuje vytvořit motor dokonale zaměnitelných prvků nazývaných moduly, aby se zjednodušila údržba na flotile identických motorů.

Modularita umožňuje větší provozní dostupnost a výrazné snížení nákladů na údržbu.

S modulárním designem se vyvíjí pojem motorického potenciálu, který má být nahrazen limity specifických pro každý modul.

Rozdělení na předem vyvážené a přednastavené moduly znamená těžkopádnější správu, ale u některých modulů poskytuje možnost výměny, aniž by se celý motor vrátil do továrny.

Nastavení

Před namontováním pod křídlo musí motor projít řadou kontrol a musí být Flight Good . To platí ještě více, pokud jde o provoz údržby, a proto výrobci, kteří se objevili nové předpisy typu FADEC, využili příležitosti k integraci určitého počtu funkcí umožňujících podstatně zjednodušit úpravy tuningu.

Odstraňování problémů

Řešení problémů se řídí dvěma imperativy, kterými jsou doba imobilizace motoru a „oprávněné“ odstranění prvků. Postup řešení potíží bude záviset na anomálii a je obtížné uvést metodu, kterou lze použít ve všech případech. Lze však říci, že znalost zařízení (znalost ústavy, fungování a chování) a metodický výzkum přispívají k bezpečné diagnostice a rychlému řešení problémů.

Obecnou zásadou je jasně definovat příznak, interpretovat jej a provést diagnózu logickým způsobem, aby bylo možné zvolit a použít postup umožňující řešení problémů.

Zvolený postup může být:

- nastavení
- demontáž, čištění, opětovná montáž zaneseného filtru
- výměna vadného dílu nebo dílu s ukončenou životností
- funkční kontrola motoru (pevný bod)
- atd.

Příručka pro údržbu obsahuje tabulky pro vyhledávání poruch, které uvádějí nejběžnější případy poruchy, se kterými se můžete setkat, ale znalost provozu motoru zůstává ve většině případů nezbytná.

Prostředky údržby

Prostředky používané k provádění údržby jsou velmi rozmanité a mezi hlavní patří:

- analýza oleje
- ovládání vibrací
- endoskopická kontrola
- rentgen

Analýza oleje

Okruh mazacího oleje je vybaven filtry a magnetickými zátkami, které zadržují určité částice v suspenzi. Olej však také přijímá malé částice, které nemohou být zadrženy těmito konvenčními prostředky, ale které mohou být detekovány a měřeny spektrometrickou analýzou oleje. Výsledky takové analýzy umožňují předem detekovat potenciální poruchy a abnormální opotřebení.

Princip spektrometrické analýzy

Základním principem je dodržování poměru mezi rychlostí opotřebení dílů a rychlostí znečištění oleje, protože čím vyšší je rychlost znečištění, tím větší je ztráta kovu, a tím je tedy vyšší riziko poškození.

Určujícím parametrem proto není jen koncentrace měřená v daném čase, ale také a především zvýšení rychlosti znečištění.

Spektrometr, který se skládá ze dvou elektrod, jedné pevné a jedné rotující v analyzovaném oleji, umožňuje díky potenciálnímu rozdílu mezi oběma elektrodami odpařit olej, který uvolňuje elektrony, což způsobuje světelnou vlnu zachycenou optickým systémem, který jej rozptyluje do elementárních paprsků odpovídajících použitému kovu.

Princip ferrografie

Jedná se o laboratorní techniku, která odděluje částice obsažené ve vzorku oleje působením silného magnetického pole.

tyto částice jsou poté podrobeny různým postupům:

- Vyšetření částic (vizuální nebo mikroskopické)
- Počítání podle velikosti (manuální nebo automatické)
- Analýza po zahřátí

Z uvedených indikací je možné definovat dotyčný prvek a typ opotřebení, se kterým se setkal. Zajímavých výsledků se tak dosáhne v oblasti přežití ložisek (únavové trhliny, které generují třísky sférického tvaru).

Účinnost různých metod

Tyto metody se vzájemně doplňují a pro dosažení dokonalého sledování daného materiálu je často nutné je používat společně. Různé vzory opotřebení generují částice různé velikosti a tvaru a každá metoda má maximální účinnost pro určité velikosti částic: například spektro analýza je účinná pouze pro částice menší než 15 mikronů, magnetická zátka je zvláště vhodná pro částice od 100 do 300 mikronů . Jednou z hlavních výhod ferrografie je vyplnění mezery mezi těmito 2 metodami tím, že umožňuje sběr a analýzu částic od 15 do 100 mikronů.

Tyto někdy velmi sofistikované metody by neměly zakrývat tradiční způsoby hodnocení prováděné „in situ“. Jedná se o běžné postupy údržby vyžadující dohled a zkušenosti mechanika:

- Zkoumání filtrů
- Vyšetření magnetických čepiček
- Kontrola oleje (barva, zápach atd.)
- Kontrola her
- Kontrola hluků (abnormální zvuky)
- Různé vizuální kontroly

Ovládání vibrací

Vzhledem k vysokým rychlostem otáčení může mít jakákoli nevyváženost rotující sestavy, pokud překročí určitou prahovou hodnotu, neblahé důsledky v důsledku generovaných vibrací. Je třeba zajistit, aby tyto limity nebyly během provozu překročeny.

Jakákoli deformace nebo zhoršení rotující sestavy vedoucí k vibracím, sledování amplitudy těchto vibrací může umožnit včasnou detekci anomálie.

Měření vibrací se provádí pomocí senzorů umístěných v blízkosti kontrolované sestavy. Použité snímače jsou elektromagnetického nebo piezoelektrického typu.

Motorista definuje mezní hodnoty a kroky, které je třeba provést (výměna ložiska, vyrovnání rotoru nebo dokonce výměna celého motoru).

Endoskopická kontrola

Endoskopická kontrola umožňuje vizuální kontrolu vnitřních částí malými otvory bez demontáže.

Princip endoskopu

Skládá se z hůlky vybavené optickými vlákny, která vede světlo, a systému vidění složeného z čoček. Světlo vycházející z generátoru je chladné a nevýbušné, což umožňuje ovládání ve výbušném prostředí.

Pro kontrolu je tyč zaváděna otvory určenými pro tento účel v různých bodech motoru. Pohyb a orientace tyče umožňují pozorování celé části.

Radiografická kontrola

Radiografii lze použít jako prostředek nedestruktivního testování a předpokládaná metoda gama rentgenového typu umožňuje kontrolu bez provedení jakéhokoli odstranění.

Gama rentgenografie kombinuje použití radioaktivity a fotografie. Prostřednictvím zkoumané části prochází zdroj γ paprsků, který absorbuje část záření. Výsledné záření zapůsobí na fotografický film zobrazující vady dílu.

Znečištění generované reaktory

Hluková zátěž

Všeobecné

Při vzletu je hluk generovaný proudovým proudem značný, zejména u jednoproudého a dvojproudového s následným spalováním. Hluk je o to důležitější, že je vysoká ejekční rychlost, což je případ motorů vybavených stíhacími letouny.

Turbojet je hlavním zdrojem hlukové zátěže letadel, ale není jediným. Tyto klapky a podvozek má významný dopad na vzletu a přistání. Navíc, i když se odhaduje, že méně než 10% akustického rušení je způsobeno letadly, proudovými motory a obecněji leteckými motory, generují zvuky velmi nízké frekvence, které jsou špatně tlumené vzdáleností a zdmi. Moderní domy. Za posledních 50 let však bylo dosaženo významného pokroku, protože hladina hluku letadel se snížila o více než 10 dB jak při vzletu, tak při přiblížení a za letu.

Snižování hlukové zátěže

Turbojet generuje dva typy hluku: ten v důsledku vystřikování plynů a ten indukovaný interakcemi mezi rotujícími lopatkami a různými kanály. Druhý se stává převládajícím nad prvním během fází vzletu nebo přiblížení. Jelikož cílem je snížit emise hluku v obydlených oblastech, studie se proto zaměřují na snížení tohoto druhého typu hluku.

Jedním z nejznámějších programů pro snižování emisí hluku z proudových motorů je evropský projekt aktivní absorpce zvuku „ Resound “. Principem projektu je vytvoření vlny stejné prostorové struktury - tedy stejné frekvence , stejné amplitudy a se stejnou směrovostí - jako hluk vedení ventilátoru, ale mimo fázi o 180 ° . Za tímto účelem je generován akustický režim identický s režimem interakce díky řídicí mřížce tvořené radiálními tyčemi. Přestože se akustická úroveň harmonických zvyšuje v důsledku vytváření nových interakčních zvuků, základní zisk dosahuje 8 dB .

Další novější projekty, například „LNA-2“ pro Low Noise Aircraft 2 , se více zaměřují na následné akustické záření. Začal vledna 2005je program založen na experimentální a numerické charakterizaci ke snížení účinků tohoto záření.

Znečištění atmosféry

Všeobecné

Emise znečišťujících látek ze spalování petroleje jsou jedním z hlavních problémů proudového motoru, který inženýři berou „přímo proti sobě“. Musí však být uvedeny na pravou míru, protože letecký provoz představuje pouze 5% znečišťujících emisí v blízkosti domů a vypouštěný CO 2 přispívá ke skleníkovému efektu Země pouze 2%. Účinky kondenzačních stop jsou v podstatě ledové krystaly generované vodní párou, které se vytvářejí spalováním petroleje a krystalizují chladem .

Znečištění ovzduší ve vysokých nadmořských výškách by však mohlo mít mnohem větší dopad na životní prostředí a zejména na ztenčení ozonové vrstvy . Ve skutečnosti k 75% emisí z proudových motorů dochází během cestovního letu v troposféře a spodní stratosféře .

Produkty spalování

Mezi produkty spalování spojenými s provozem proudových motorů patří dva toxické plyny:

vysokoteplotní oxid dusnatý;
oxid uhelnatý, když motor běží na volnoběh.

Problémy spalování, které je třeba vyřešit, souvisí s následujícími provozními režimy proudového motoru:

při volnoběžných otáčkách je nutné mít vysokou sytost, aby se zvýšila reakční rychlost motoru a provozní teplota;
na plný plyn musí být bohatost snížena, aby se snížila teplota a získal zisk;
- o znečištění výpary a oxidem dusnatým,
- na teplotách vnitřních stěn motoru,
- v homogenitě teplot ejekčních plynů.

Abychom snížili znečištění, působíme na různé osy na úrovni spalovacích komor:

postupné spalování pomocí dvouhlavé komory;
variabilní vnitřní geometrie.

Poznámky a odkazy

Maxime Guillaume patent, n O 534 801.
„ Patent vynálezu - pohonná hmota reakcí na vzduch “ , na Národním úřadu průmyslového vlastnictví .
(en) Kendall F. Haven (2006) , 100 největších vědeckých vynálezů všech dob , Jak byl vynalezen tryskový motor ?, P. 225-226 .
(en) Mary Bellis, „ Jet Engines - Hans von Ohain a Sir Frank Whittle - The History of the Jet Engine “ , na About.com (přístup k 16. srpnu 2009 ) , str. 1.
(in) „ Junkers Jumo 004 B4 Turbojet Engine “ v Národním muzeu letectví a kosmonautiky (přístup k 16. srpnu 2009 ) .
(en) Klaus Hünecke (1997) , Proudové motory: základy teorie, konstrukce a provozu , Turbine Aircraft Engine, kap. 1, s. 3 .
(in) „ Historie proudových motorů “ pro vědce a přátele (přístup k 16. srpnu 2009 ) , s. 1 až 5.
„ Bell P-59 Airacomet: False First Jet USAAF “ , na legendárních letadlech (přístup k 25. srpnu 2009 ) .
„ Ryan FR-1 Fireball: Hybrid Fighter amerického námořnictva “, na legendárním letadle (přístup k 25. srpnu 2009 ) .
„ North N. 1500 Griffon: francouzský ramjet příliš brzy “ , na legendárním letadle (přístup k 25. srpnu 2009 ) .
(in) „ McDonnell F-4A Phantom II„ Sageburner “ “ v Národním muzeu letectví a kosmonautiky (zpřístupněno 16. srpna 2009 ) .
(in) „ De Havilland Comet “ , Century of Flight (přístup k 16. srpnu 2009 ) .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Turbojet, motor proudových letadel , kap. 6 - Některé charakteristické postavy, str. 38-40 .
Thrust SSC, Sport Auto , číslo 430, listopad 1997, s. 10-11 .
Čtyři výrobci motorů vedle sebe
„ letadla s více než 150 míst k sezení: kdo pohání co? " Air & Cosmos , n o 2176S,12. června 2009, str. 102.
(in) „ Jak funguje Jet Engine? „ Na webu About.com (přístup k 16. srpnu 2009 ) .
„ Microturbo - Safran Group “ , na microturbo.com (přístup 25. srpna 2009 ) .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Turbojet, motor proudových letadel , kap. 2 - Různé typy trysek a jejich tah, str. 8 .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Turbojet, motor proudových letadel , kap. 5 - Materiály, mechanická konstrukce a výroba proudových motorů, s. 32-34 .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Turbojet, motor tryskových letadel , kap. 3 - Princip činnosti proudového motoru, str. 12-15 .
„ Goblin Reactor , “ na Canadian Air Force (přístupné 24.srpna 2009 ) .
Daniel Vioux, „ Elements of a turbojet “ (přístup k 5. listopadu 2015 ) .
Patrice Guerre-Berthelot , 70 let proudových letadel , Rennes, Marines editions) ,listopadu 2010, 96 s. ( ISBN 978-2-35743-062-4 ) , str. 22.
„ Pohonný systém letadla “ (přístup 18. srpna 2009 ) .
„ Turbofan “ (přístup 18. srpna 2009 ) .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Proudový motor, motor proudových letadel , kap. 3 - Princip činnosti proudového motoru, str. 25 .
Jean-Claude Thevenin (2004) , Proudový motor, motor proudových letadel , kap. 3 - Princip činnosti proudového motoru, str. 26 .
(in) „ Jak funguje přídavné spalování? » , Jak fungují věci? (zpřístupněno 15. srpna 2009 ) .
„ Řídicí systémy obraceče tahu “ , Messier Bugatti (přístup k 19. srpnu 2009 ) .
" The vektoru tahu " na légendaire.net Jet (přístupné 19.srpna 2009 ) .
(in) „ Pomocné energetické jednotky “ , NASA (přístup 19. srpna 2009 ) .
„ Studium hluk proudovým motorem “ (zobrazena 30. srpna 2009 ) .
„ Numerická simulace toků a aeroakustika “ , ONERA (konzultováno 30. srpna 2009 ) .
„ Hluk ventilátoru za proudovým motorem “ , na ONERA (konzultováno 30. srpna 2009 ) .
„ Životní prostředí - znečištění “ [PDF] , na ACIPA (přístup 30. srpna 2009 ) .

Dodatky

Bibliografie

R. Kling, Obecná termodynamika a aplikace , Paříž, Éditions Technip,1967( OCLC 19286332 )
R. Ouziaux & J. Perrier, Applied mechanics, Volume 1, Fluid mechanics , Dunod ,1958
R. Ouziaux & J. Perrier, Applied mechanics, Volume 2, Thermodynamics , Dunod ,1958
Jacques Lachnitt, mechanik tekutin , PUF que sais-je?
R. Comolet, Experimentální mechanika tekutin, svazky 1, 2 a 3 , Masson,1969
G. Lemasson, stroje na transformaci energie , Delagrave,1963
R. Vichnievsky, Termodynamika aplikovaná na stroje , Masson,1967
V. Bensimhon, Provoz bez úpravy turbínových strojů , Masson,1986
(en) Kendall F. Haven, 100 největších vědeckých vynálezů všech dob , Libraries Unlimited,2006, 333 s. ( ISBN 978-1-59158-264-9 , číst online )
(en) Klaus Hünecke, Jet Engines: Fundamentals of Theory, Design, and Operation , Zenith Imprint,1997, 241 s. ( ISBN 978-0-7603-0459-4 , číst online )
Jean-Claude Thevenin, proudový motor, motor proudových letadel , Association Aéronautique et Astronautique de France,2004, 46 s. ( číst online )
Serge Boudigues, The turbojets , Dunod ,1970, 112 s.
Gilbert Klopfstein, Pochopení letadla (svazek 3) , Cépaduès,2008, 256 s.
J. Découflet, Aerotermodynamika turbínových strojů , kurz ENSAE
Alfred Bodemer , Global aeronautical turbomachines , Paris, Larivière editions, coll. "Docavia" ( n o 10)1979, 255 s. ( OCLC 37145469 )
Alfred Bodemer a Robert Laugier, ATAR a všechny ostatní francouzské proudové motory , Riquewihr, Éditions JD Reiber,1996, 335 s. ( ISBN 978-2-9510745-0-7 , OCLC 41516392 )
Lehmann and Lepourry, Turbojet Technology , Toulouse, ENAC,devatenáct osmdesát jedna, 323 s. ( OCLC 300314006 )

Související články

externí odkazy

[video] Animace Jet Engine na YouTube . Animace proudového motoru (odstředivý kompresor).