Analiza Comparativa a Sistemelor de Propulsie Moderne In Contextul Cerintelor Actuale Pentru Protectia Mediului

CUPRINS

Introducere……………………………………………………………………………………………………………….

1. Studiul stadiului actual privind sistemele de propulsie în domeniul aeronautic……………………………………………………………………………………………..

1.1. Istoric al propulsiei aeronautice………………………………………………………….

1.2. Sisteme de propulsie………………………………………………………………………………………..

1.2.1. Sisteme de propulsie convenționale………………………………………………………

1.2.2. Sisteme de propulsie inovative…………………………………………

1.2.2.1. Motorul electric

1.2.2.2. Motorul ionic

2. Reprezentări teoretice privind sistemele de propulsie……………

2.1. Parametrii sistemelor de propulsie…………………………………………………….

2.1.1. Dezvoltarea sistemelor de propulsie………………………………………..

2.1.2. Principiile propulsiei

2.1.3. Compunerea sistemelor de propulsie

2.1.4. Performanțele sistemelor de propulsie

2.2. Ciclul de funcționare a sistemelor de propulsie…………………………………

2.2.1. Motoarele cu piston………………………………………………………

2.2.2. Motoarele turboreactoare………………………………………………

3. Aspecte privind protecția mediului în domeniul aeronautic……

3.1. Aviația și mediul înconjurător………………………………………

3.2. Efectele cumulative ale aviației asupra climatului…………………………

3.3. Tehnologii avansate pentru reducerea poluării………………………………………

4. ANALIZA COMPARATIVĂ A SISTEMELOR DE PROPULSIE MODERNE ÎN CONTEXTUL CERINȚELOR ACTUALE PENTRU PROTECȚIA MEDIULUI

4.1. Noțiuni teoretice

4.2. Realizarea analizei

Concluzii……………………………………………………………………………………

Bibliografie…………………………………………………………………………………………

Anexe……………………………………………………………………………………………….

Introducere

Lucrarea de față își propune să prezinte aspectele teoretice privind evoluția sistemelor de propulsie din industria aeronautică pornind de la primele probleme întâmpinate de ingineri legate de puterea și greutatea foarte mare a motoarelor, până la cele din ziua de astăzi cu referire a impactul ecologic al aviației asupra mediului înconjurător.

Motivația realizării acestei lucrări este pasiunea pentru aviație reflectată prin asimilarea cunoștințelor referitoare la aspectele ce țin de dezvoltarea sistemelor de propulsie ale aeronavelor precum și cunoașterea problemelor legate de protecția mediului pe care acest domeniu al aeronauticii le impune.

Dezvoltarea rapidă a aviației în ultimele decenii, caracterizată prin apariția avioanelor supersonice și hipersonice din domeniul militar, prin realizarea unor avioane de pasageri de mare capacitate, prin diversificarea și extinderea domeniilor de utilizare a aeronavelor, nu ar fi putut fi posibilă fără realizarea unor progrese remarcabile atât în domeniul aerodinamicii, dar mai ales în domeniul sistemelor de propulsie.

În acest sens, în primul capitol este prezentat istoricul propulsiei aeronautice cu un rezumat al primelor încercări de proiectare a unui sistem de propulsie capabil să ridice o aeronavă de sol până la apariția motoarelor cu reacție cu o contribuție importantă a pionerilor români din domeniul aeronauticii. De asemenea este realizată o clasificare a principalelor tipuri de sisteme de propulsie utilizate în aviație, pornind de la motoarele clasice cu piston până la motoarele cu tracțiune combinată.

În capitolul al II-lea sunt prezentate considerațiile teoretice ale sistemelor de propulsie cu referire la parametrii acestora, precum și ciclul de funcționare al motoarelor cu piston și truboreactoare.

Capitolul al III-lea reflectă efectele negative ale poluării din domeniul aviatic asupra mediului înconjurător. Sunt tratate probleme ce privesc principalii factori poluanți, standarde de poluare, măsurile luate la nivel mondial și noile tehnologii ale motoarelor ce duc la micșorarea poluării.

Ultimul capitol este destinat realizării unei analize comparative a sistemelor de propulsie ale aeronavelor militare moderne în contextul cerințelor actuale referitoare la protecția mediului înconjurător.

1. Studiul stadiului actual privind sistemele de propulsie în domeniul aeronautic

1.1. Istoric al propulsiei aeronautice

De-a lungul istoriei omului a existat o nevoie constantă de mișcare. Fie pentru a vâna , pentru a scăpa de prădători sau dușmani, pentru a lucra pământul sau chiar pentru a merge la război, întodeauna s-a simțit nevoia de deplasare dintr-un loc în altul.

La început singura putere disponibilă a fost cea a propriilor mușchi sau folosirea unor animale de povară. Călătoria pe apă a permis folosirea unei viteze mai mari și transportul unor încărcături mai mari, însă trebuia folosită forța umană pentru navigare. Bărbatii au învățat cum să navigheze împotriva cu ajutorul vântului, însă vântul nu bătea mereu. Au fost construite canale pentru navigare, însă viteza a reprezentat o problemă majoră.

Primul motor cu aburi a fost inventat de un grec din Alexandria, pe nume Hero în secolul 1 d.Hr. Se numea aleopile, sau in traducere minge de vânt. Principiul de funcționare era simplu: aburul intrat într-o minge, ieșea prin intermediul celor două țevi curbate, iar acest lucru făcea mingea să se miște. A fost folosit însă doar ca o jucărie.

Fig.1.1. Motorul lui Hero [1]

Primul dispozitiv cu aburi folosit pentru a face munca reală nu a fost inventat până în 1698: un motor dezvoltat de Thomas Savery în Anglia a fost folosit pentru a pompa apa din minele inundate. Îmbunătățiri la acest motor au fost aduse de Thomas Newcomen în1712 și James Watt în 1769. Principiul de funcționare se baza prin introducerea de abur într-un cilindru și apoi răcirea acestuia, provocând astfel aburul să condenseze. Aceasta răcire crea o scădere rapidă a volumului de gaz prezent și provoca mișcarea pistonului. Contribuția lui Watt a fost atât de eficientă încât el este deseori creditat pe nedrept cu inventarea motorului cu aburi.Munca sa a constituit începutul Revoluției Industriale. Cu această invenție fabricile și uzinele nu mai trebuiau amplasate pe o sursă de alimentare cu apă, în plus a constituit și primul pas în crearea primelor vehicule autopropulsate.

Această nouă tehnologie a fost aplicată pentru prima dată la un vehicul de Nicolas Joseph Cugnot, un militar inginer de origine franceză, în 1769. Vehiculul său cu trei roți a fost proiectat pentru a transporta tunuri și atingea o viteza de aproximativ 5 km pe ora.

Fig.1.2. Motorul lui Cugnot [1]

Cu toate acestea, până în 1840 puterea aburului a fost utilizată în mod obișnuit pentru mașini, căile ferate și vapoare. Cel mai mare vis al omului, acela de a zbura prin aer ca păsările, incepea să devină realitate doar cu ajutorul baloanelor cu aer cald, care zburau după bunul plac al vântului. Utilizarea motorului cu abur într-un mod practic pentru zbor rămânea un vis imposibil din cauza greutății foarte mari.

Inventatorii nu au fost descurajați și avioane experimentale, folosind motoare cu aburi pentru propulsie au apărut încă din 1882. Inginerul francez Clement Ader a construit o serie de aeronave ușoare, unul dintre acestea, numit E'tole, cântărea aproximativ 300 kg cu tot cu pilot . Martorii au spus că aeronava a făcut câteva încercări, cea mai lungă fiind de 55 de metri, însă fără având posibilitatea de a o controla.

La sfârșitul anilor 1880, inventatorul mitralierei, americanul Hiram Maxim, își mută interesul către aviație și devine astfel prima persoană care pilotează o aeronavă autopropulsată mai grea decât aerul. Cheltuind 20.000 de dolari din fonduri proprii, Maxim a construit o aeronavă biplan imensă. Lungimea acesteia era de 65 de metri, cu o anvergură a aripilor de 35 de metri care susțineau două motoare cu aburi ce dezvoltau 180 de cai putere (CP) . Cu un echipaj de patru persoane și cântărind aproape 4 tone, aceasta a reușit să se ridice de la sol pentru câteva secunde.

Fig.1.3. Motorul lui Maxim [1]

Cu toate că avionul lui Maxim nu putea fi controlat în aer, acesta a demonstrat că un motor cu aburi cu o putere suficientă poate să ridice de la sol o aeronavă destul de grea.

În Germania în 1876, Nikolaus Otto a inventat motorul în patru timpi constând din admisie, compresie, aprindere și evacuare. Cele mai multe mașini încă mai folosesc ciclul Otto chiar și astăzi. Gottlieb Daimler a inventat primul motor pe benzină "modern", cu cilindri verticali și un carburator, care a fost brevetat în 1887. Karl Benz a vândut primele sale automobile alimentate cu benzină în 1887.

Tot în această perioadă, un alt pionier al aviației, Samuel P. Langley a intrat în cursa pentru zborul motorizat. În 1897 el a dezvoltat un model de avion foarte ușor, care cântărea doar 26 de kilograme care a zburat aproximativ 900 de metri. Eforturile lui Langley de a crea un avion suficient de mare care să transporte și un pilot s-au dovedit a fi în zadar.

În 1900, numărul de experimente făcut de predecesori era suficient de mare pentru a permite unui inventator metodic și perseverent să facă să zboare un aparat cu propulsie mecanică și care să aibă o persoană la bord. Acest lucru a fost înfăptuit de frații Wright (Figura 1.4.).

Fig. 1.4. Zborul fraților Wright [2]

La sfârșitul anului 1903 s-au efectuat primele zboruri. Deși reprezenta tehnica cea mai avansată a vremii, acest aparat – The Flyer ( Zburătorul ) – nu putea decola prin mijloace proprii, fiind catapultat de pe o pistă din lemn.

Prima încercare de decolare a fost un eșec, din cauza unei erori de pilotaj comise de Wilbur (acesta câștigase dreptul de a pilota la prima încercare, dând cu banul). A doua încercare i-a permis lui Orville să efectueze un „zbor”de 12 secunde pe o distanță de 36 de metri. În aceeași zi – 17 decembrie 1903 – el a reușit să țină aparatul în aer timp de 59 de secunde și să parcurgă o distanța de 260 de metri.

Wilbur a murit în anul 1912, însă Orville a trăit până în 1948, suficient de mult pentru a observa cum invenția sa și a fratelui său a modificat istoria secolului al XX-lea și a schimbat lumea în care trăim.

Unul dintre pionierii aviației mondiale, românul Traian Vuia (Figura 1.3.), a realizat un aparat de concepție proprie care a decolat și zburat prin mijloace mecanice de bord. Acest zbor memorabil s-a realizat la Paris, la 18 martie 1906, contribuind la deschiderea unei noi ere în istoria aeronauticii.

Fig. 1.5. Aeronava cu motor cu piston și elice –Traian Vuia [3]

În 1910 apare prima aeronavă cu motor cu reacție: aparatul conceput de Henri Coandă. În data de 16 decembrie 1910 are loc primul zbor al unei aeronave propulsate de un motor cu reacție. Motorul era combinat și funcționa în modul următor: un motor cu piston de 50 CP antrena un compresor centrifugal care furniza aer comprimat în camera de ardere. În camera de ardere avea loc aprinderea amestecului carburant, iar forța de reacție pe care o dezvolta era de F=2200N.

Dar cea mai importantă invenție care l-a făcut celebru în întreaga lume este “efectul Coandă”, brevetat în 1934, sub denumirea de procedeu și dispozitiv pentru devierea unui fluid în alt fluid (Figura 1.4.).

Fig. 1.6. Motorul cu reacție al lui Henri Coandă

Această invenție care a revoluționat aeronautica, găsindu-și numeroase aplicații și în alte domenii, consta în aceea că un jet de fluid are tendința să adere la un perete drept aflat în aval de o curbură bruscă, din cauza presiunii create prin antrenarea fluidului în scurgerea turbionară dintre jet și peretele curbat. Invenția sa a condus la apariția turboreactoarelor, la care forța de propulsie este asigurată de jeturile de gaze de ardere, evacuate cu viteze foarte mari din efuzoare.

Prin realizările lor deosebig. 1.5. Aeronava cu motor cu piston și elice –Traian Vuia [3]

În 1910 apare prima aeronavă cu motor cu reacție: aparatul conceput de Henri Coandă. În data de 16 decembrie 1910 are loc primul zbor al unei aeronave propulsate de un motor cu reacție. Motorul era combinat și funcționa în modul următor: un motor cu piston de 50 CP antrena un compresor centrifugal care furniza aer comprimat în camera de ardere. În camera de ardere avea loc aprinderea amestecului carburant, iar forța de reacție pe care o dezvolta era de F=2200N.

Dar cea mai importantă invenție care l-a făcut celebru în întreaga lume este “efectul Coandă”, brevetat în 1934, sub denumirea de procedeu și dispozitiv pentru devierea unui fluid în alt fluid (Figura 1.4.).

Fig. 1.6. Motorul cu reacție al lui Henri Coandă

Această invenție care a revoluționat aeronautica, găsindu-și numeroase aplicații și în alte domenii, consta în aceea că un jet de fluid are tendința să adere la un perete drept aflat în aval de o curbură bruscă, din cauza presiunii create prin antrenarea fluidului în scurgerea turbionară dintre jet și peretele curbat. Invenția sa a condus la apariția turboreactoarelor, la care forța de propulsie este asigurată de jeturile de gaze de ardere, evacuate cu viteze foarte mari din efuzoare.

Prin realizările lor deosebite, celebrii inventatori români Traian Vuia și Henri Coandă, alături de Aurel Vlaicu, au contribuit din plin la evoluția aeronauticii mondiale.

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

În 1913 Igor Sikorsky a dezvoltat primul avion cu 4 motoare cu o putere de 600 CP care putea transporta 13 pasageri. A fost folosit ca bombardier in Primul Război Mondial. În ianuarie 1914, avionul a zburat de la Sankt Petersburg la Kiev și înapoi pe o distanță de 1600 km.

Fig.1.7. Avionul cu 4 motoare al lui Sikorsky [3]

Primele proiecte de motoare cu reacție se dezvoltă în cadrul școlilor engleze și germane de profil între anii 1910-1940.

Până la mijlocul celui de-al Doilea Război Mondial, aproape toate variantele de motoare cu piston au fost folosite. Pentru a obține mai multă putere erau necesari mai mulți cilindri; acest lucru ar fi însemnat o răcire mai mare și de asemenea exista o limită de viteză la care elicea s-ar fi putut învârti.

În 1928 un tânăr cadet pe nume Frank Whittle a proiectat un motor cu turbină cu gaz și a scos un brevet pentru acesta în 1930. Nu a fost nimeni interesat de ideile sale, deoarece metale suficient de rezistente pentru componentele motorului său nu au fost încă dezvoltate. În 1937 au apărut aliajele, iar Whittle și-a reînnoit brevetul și a testat motorul. În 1941 acest motor a propulsat un avion de vânătoare Gloster E28/39 la peste 650 km pe oră. [1]

Fig.1.8. Motorul cu turbină al lui Whittle [1]

Tot în această perioadă, inginerul german, Hans von Ohain, a brevetat un motor cu turbină cu gaze și pe 27 august 1939 avionul Heinkel He178 a zburat propulsat de acest motor. Îmbunătățiri au fost făcute, inclusiv încercări de turbopropulsoare. Noile avioane echipate cu motoare cu turbină au intrat în luptă aproape de sfârșitul celui de-al Doilea Război Mondial, dar nu au avut un impact prea mare asupra rezultatului războiului.

După război, dezvoltarea de motoare cu turbină a accelerat foarte mult, deoarece acestea au un raport mult mai bun putere-greutate decât motoarele cu piston puteau rula mai multe ore fără a fi întreținute. Primele zboruri civile cu avioane turbopropulsoare au început în 1948, și în 1952 se foloseau deja motoare turboreactoare. În 1950 Rolls-Royce a introdus primul motor turbofan, Conway, cu o turbină low-pass cu un raport de 0.3:1.0, unde 0,3 litri ocoleau motorul (bypass) pentru fiecare litru care trecea prin procesul de ardere. În zilele noastre, raportul a ajuns chiar si la 17:1.

În timpul al doilea război mondial, germanii au dezvoltat un plan de construire a unui avion echipat cu un motor rachetă. A fost foarte rapid, dar ineficient în principal din cauza consumului ridicat de combustibil. După război, compania Bell Aircraft a construit Bell X-1, tot un avion cu motor de rachetă. Lansat de pe un bombardier B-29 de la 6000 m, aeronava pilotată de Chuck Yeager a ajuns la o viteza de Mach 1.06, spărgându-se astfel bariera sunetului pentru prima dată [1].

Fig.1.9. Bell X-1 [1]

În 1960, în cadrul unui program de cercetare al NASA, avionul cu motor de rachetă X-15, devine prima aeronavă care atinge viteza de Mach 6 și zboară la o altitudine de peste 30000 de metri.

Fig.1.10. Avionul cu motor de rachetă X-15 [1]

1.2. Sisteme de propulsie

1.2.1 Sisteme de propulsie convenționale

Sistemele de propulsie convenționale folosite în aviație pot fi clasificate astfel:

1. Motoare cu piston (cu elice)
2. Motoare aeroreactoare

Motorul turboreactor

Motorul statoreactor

Motorul pulsoreactor

3. Motoare cu tracțiune combinată

Motorul turbopropulsor

Motorul turboreactor cu dublu flux

4. Motoare rachetă

Motoare rachetă cu combustibil lichid

Motoare rachetă cu combustibil solid

Motoare rachetă cu combustibil hibrid

Motoarele cu piston

Încă de la primul zbor al fraților Wright, avioanele utilizează motoarele cu piston ca sistem de propulsie . Au cunoscut o dezvoltare foarte mare, dar cu toate acestea ele nu puteau asigura zboruri la viteze și înălțimi mari. Până acum niciun avion cu piston nu a reușit să atingă viteza sunetului, de aceea au fost inlocuite cu motoarele cu reacție. Astăzi, în general avioanele de dimensiuni reduse sau cele private sunt încă propulsate de acest tip de motor care este folosit și la autovehicule.

După cum sugerează și numele, procesul de ardere a unui motor cu piston are loc într-un cilindru închis unde energia chimică este transformată în energie mecanică. Căldura degajată în camera de ardere se transformă prin intermediul presiunii aplicate pistonului în mișcare mecanică ciclică, de obicei rectilinie, după care în mișcare de rotație uniformă, obținută de obicei la arborele cotit. Camera de ardere este un reactor chimic unde are loc reacția chimică de ardere. Acest motor cu piston are patru timpi de funcționare și anume: admisia, compresia, arderea și evacuarea. Ciclul de funcționare a acestui tip de motor va fi descris în capitolul următor.

De-a lungul timpului, în funcție de dispunerea cilindrilor în aviație s-au dezvoltat mai multe tipuri de motoare cu piston și anume: motor cu cilindrii în linie, motor cu cilindrii în V, motor cu cilindrii în opoziție (boxer), motor rotativ, motor radial (în stea), (Figura 1.11). [1]

Fig.1.11. Clasificare motoare cu piston

Motorul cu cilindrii în linie (Figura 1.12), după cum ne sugerează și titlul, are cilindrii așezați într-un sigur rând. Cel mai mare avantaj al acestui motor este acela de a permite proiectarea aeronavei cu o zonă frontală foarte aerodinamică, motorul fiind destul de îngust. Dacă arborele cotit al motorului este situat deasupra cilindrilor, acesta se numeste motor în linie inversat și permite montarea elicei la înălțime pentru aeronave cu garda la sol lăsată sau cu tren de aterizare scurt. Dezavantajul acestui tip de motor este raportul putere- greutate scăzut, deoarece cartelul motorului și arborele cotit sunt lungi și astfel foarte grele.

Fig.1.12. Motor cu cilindrii în linie [4]

Un astfel de motor este Ranger L-440 cu 6 pistoane în linie inversat, răcit cu aer (Anexa 1, Figura 1.13.), care echipa avionul American Fairchild PT-19 utilizat în al II-lea razboi mondial. Un alt exemplu de motor cu 4 clindrii în linie este motorul Benz BZ-4 (Anexa 1, Figura 1.14.), precum și Junkers Jumo 210 cu 6 pistoane în linie, neinversat, cu răcire cu lichid (Anexa 1, Figura 1.15.), care echipa avionul Messerschmitt BF 109 (Anexa 1, Figura 1.16.), produs începând cu anul 1931 în colaborare cu BMW.

Motorul cu cilindrii în V (Figura 1.17), oferă un raport putere-greutate mult mai mare față de un motor cu cilindrii în linie, oferind de asemenea o zonă frontală mică pentru o mai bună aerodinamicitate. Cilindrii acestui motor sunt dispuși pe două linii, înclinați la 60 sau 90 de grade unii față de alții. Un exemplu de acest tip de motor este Packard V-1650 Merlin (Anexa 1, Figura 1.18.), construit în anul 1941 care echipa avionul american P-51 Mustang (Anexa 1, Figura 1.19.).

Fig. 1.17. Motor cu cilindrii în V [4]

Motorul cu cilindrii în opoziție (boxer) (Figura 1.20.) are două linii de cilindrii pe laturile opuse ale unui carter central. Poate fi răcit cu aer sau lichid, dar versiunea predominantă este cu aer. Motoarele cu cilindrii opuși sunt montate pe avion cu arborele cotit pe orizontală, dar pot fi montate cu arborele cotit și pe verticală pe elicoptere. Datorită poziționarii cilindrilor acestui motor, este evidențiată o reducere a vibrațiilor prin eliminarea inerției pistoanelor, contrar motoarelor în linie sau în V unde pistoanele lucreaza unul împotiva celuilalt. Este utilizat de regulă pentru avioanele de dimensiuni mici, dezvoltând o putere mai mică față de cele cu reacție.

Fig. 1.20. Motorul boxer [4]

Acest tip de motor a fost utilizat începând cu anul 1957 și echipează chiar și acum avioane și chiar elicoptere de categorii mici. De exemplu motorul Lycoming AEIO-540 (Anexa 1, Figura 1.21) echipează avionul Cessna 182 Skylane precum și elicopterul Robinson R22 (Anexa 1, Figura 1.22).

Motorul rotativ (Figura 1.23) a fost primul tip de motor folosit în Primul Război Mondial. Motoarele rotative au cilindrii dispuși în cerc în jurul carterului, asemenea unui motor în stea, dar diferența este că arborele cotit este fixat de corpul avionului și elicea de carcasa motorului. Întregul motor se rotește cu elicea, oferind un debit de aer suficient pentru răcire, indiferent de viteza avionului. Unele dintre aceste motoare au fost motoare în doi timpi, oferindu-le o putere specifică și raport putere-greutate mare. Din păcate, efectul giroscopic puternic care apare la acest tip de motor a făcut ca avioanele de acest tip să fie foarte dificil de pilotat. De asemenea, motoarele consumau cantități mari de ulei, răspândind-ul peste tot pe carcasă și creând un fum foarte înecăcios pentru piloți.

Proiectanții de motoare a fost întotdeauna conștienți de nenumăratele limitări ale motorului rotativ. Odată cu dezvoltarea altor motoare mai fiabile, asigurând greutăți specifice mai bune și consum de combustibil mai mic, motoarele rotative au fost scoase din uz.

Fig. 1.23. Motorul rotativ [4]

Primul proiect de acest fel a fost motorul de origine franceză Gnome 7 Omega (Anexa 1, Figura 1.24.) proiectat de frații Seguin în anul 1909. Motorul avea 7 cilindrii, 50 de cai putere și era răcit cu aer. Înainte de Primul Război Mondial, cele mai multe recorduri de viteză au fost doborâte de avioanele cu motor Gnome Omega, iar în primii ani ai războiului avioanele cu motoare rotative au avut supremație aeriană din punct de vedere al vitezei și agilității față de celelalte existente la vremea respectivă. Acest tip de motor echipa unele avioane din acea perioadă cum ar fi: avionul englez Nieuport 17 (Anexa 1,.Figura 1.25.) sau cel american Standard E-1.

Motorul radial (în stea) are unul sau mai multe rânduri de cilindrii dispuși în jurul unui carter central. De obicei, fiecare rând are un număr impar de cilindrii pentru a asigura o bună funcționare. Un motor radial are un carter relativ mic, rezultând astfel un favorabil raport putere-greutate. Datorită aranjamentului cilindrilor, se anulează inerția pistoanelor și se expune o mare parte din suprafața încinsă a motorului fluxului direct de aer, astfel că aceste motoare se răcesc uniform și funcționează fară probleme vibrațiile fiind la un nivel foarte scăzut. Cilindrii inferiori care se află sub carter, pot colecta uleiul când motorul este oprit, chiar și pentru o perioadă lungă de timp. Dacă acest ulei nu este eliminat din cilindrii înainte de pornirea motorului, pot rezulta deteriorări grave din cauza blocării hidrostatice care ar putea să apară. Cele mai multe motoare radiale au cilindrii așezati uniform în jurul arborelui cotit, cu toate că primele astfel de motoare, denumite uneori semiradiale sau cu o configurație de ventilator, aveau o dispunere total neuniformă a cilindrilor (Figura 1.26.).

Fig. 1.26. Motorul radial [4]

Unul din cele mai cunoscute motoare de acest tip este motorul Anzani, montat pe aeronava Bleriot XI, care a traversat pentru prima oară în zbor Canalul Mânecii în 1909. Acest tip de aranjament al cilindrilor dezavantaja prin faptul că era nevoie de o contragreutate pentru arborele cotit, dar care a fost folosit pentru împiedicarea uleiului sa urce la bujii. În design-ul aeronavelor militare timpurii, zona frontală mare a motorului acționa și ca un strat de apărare pentru pilot. De asemenea motoarele răcite cu aer, fără radiatoare care să fie vulnerabile, sunt mai puțin predispuse la daune rezultate în urma luptei și e posibil ca ele să continue să funcționeze chiar dacă unul sau mai mulți cilindrii ar fi avariați. Cu toate acestea, din cauza creșterii zonei frontale aeronavele nu aveau o aerodinamică foarte bună.

Unul dintre motoarele de acest tip a folosit chiar și pe unul dintre avioanele fabricate în România. Construit în anul 1937,montat pe aeronava IAR P.24E, motorul în stea IAR K14 (Anexa 1, Figura 1.27), avea un număr de 14 cilindrii dispuși pe două rânduri.

O altă variantă constructivă superioară a acestui motor a apărut câțiva ani mai târziu. Motorul IAR K14-III C36 dispunea de o putere de 930 de cai, era răcit cu aer și echipa legendarul avion IAR 80. (Figura 1.28).

Fig. 1.28. Avionul IAR 80 [5]

Până în 1930, avioanele dotate cu motoare cu piston au fost limitate la viteze subsonice cuprinse între 480 și 550 km/h. Invenția motoarelor cu reacție a făcut posibilă construirea aeronavelor capabile să atingă viteze supersonice. Doi oameni sunt recunoscuți pentru această invenție: Dr. Hans von Ohain (de origine germană), și Sir Frank Whittle (de origine britanică). Acești doi oameni au lucrat separat și independent, neștiind nimic de munca celuilalt. Ofițerul din armata britanică Royal Air Force (RAF) a fost primul care și-a primit brevetul pentru motorul cu turbină în anul 1932.

Avionul german Messerschmitt Me-262 Schwalbe a fost primul avion operațional din lume echipat cu motor cu turbină, efectuând primul zbor în anul 1942, pe 18 iulie (Figura 1.29).

Fig. 1.29. Avionul Me-262 [6]

Motorul turboreactor cu flux simplu are o idee de principiu de bază. Aerul este introdus înăuntru prin partea din față a motorului caruia i se comprimă presiunea de la 3 până la 12 ori (admisia) de către un compresor. Amestecul stoichiometric dintre combustibil și aer este realizat în camera de ardere pentru a crește temperatura până la 600 – 700 grade Celsius. Produsul rezultat trece printr-un dispozitiv numit turbină cu una sau mai multe trepte, care extrage energia din gazele arse antrenând compresorul, la final trecând printr-un efuzor care accelerează gazele arse ce ies din motor, creând forța de tracțiune.

Între anii 1960-1970, creșterea prețului la combustibil a făcut din acest motor un sistem de propulsie inatractiv, din cauza consumului său specific mare.

Turboreactoarele simplu flux devin eficiente la viteze de zbor mari. Modelele ce au urmat răspundeau cu greu la modificările de putere, fapt de a dus la decesul multor piloți experimentați care au încercat să facă trecerea pe avioanele cu reacție. Multiplele neajunsuri au dus în timp la scăderea dispariția turboreactoarelor simplu flux, în ziua de astăzi fiind folosite doar pentru unele rachetele anti-nave [7].

Fig. 1.30. Motorul turboreactor [8]

Motorul statoreactor (Figura 1.31.) face parte din categoria motoarelor aeroreactoare deoarece are ca fluid de propulsie aerul. Este motorul cu reacție care nu are părți componente în mișcare, nu are un compressor sau o turbină. Se bazează pe principiul de împingere a aerului în motor. Acest tip de motor nu poate funcționa la punct fix sau la viteze mici, la care energia cinetică nu este suficientă pentru comprimarea aerului. Sunt ineficiente la viteze mici, prin urmare aeronavele bazate pe acest tip de motor trebuie să fie echipate cu un motor alternativ care sa le propulseze până la atingerea de viteze supersonice. Operează eficient la viteze cuprinse între Mach 2.5 și 5. [7]

Fig. 1.31. Motorul statoreactor [8]

Tabel 1.2. Caracteristici motor statoreactor

În 1964, avionul Lockheed SR-71 Blackbird (Anexa 2, Figura. 1.32) a făcut primul zbor. A devenit cea mai rapidă aeronavă din lume cu o viteză de peste Mach 3 și a rămas deținătoarea recordului până în 1989. SR-71 era propulsat de un motor statoreactor cu cun ciclu mix numit adesea turbostatoreactor produs de compania Pratt and Whitney care era compus dintr-un motor turboreactor care propulsa avionul pînă la viteze supersonice și un statoreactor [10].

Motorul pulsoreactor (statoreactorul cu combustie supersonică) este o variație a motorului statoreactor. Într-un astfel de motor curgerea aerului prin dispozitivul de admisie și amestecul combustibil-aer se realizează la viteze supersonice. Acest lucru evită cîteva probleme legate de numărul Mach la care avioanele cu motoare statoreactoare puteau ajunge. Aici aerul trebuia încetinit la viteze subsonice înainte de a intra în camera de ardere. Combustia supersonică are avantajul că se realizează la o temperatură mai scăzută.

Acest tip de motor este compus din: o membramă elastică (cu rol de dispozitiv de admisie), o cameră de ardere, tub de evacuare și injectoare de combustibil variabile (Figura 1.33.).

Fig. 1.33. Motorul statoreactor [8]

În cadrul acestui motor combustia este însoțită de creșterea presiunii în camera de ardere ,supapa este închisă, iar gazele sunt evacuate prin ajutaj.

Pe măsura evacuării, presiunea în camera de ardere scade și la un anumit moment (momentul de echilibru al forțelor de presiune pe supapă), presiunea în camera de ardere începe să scadă sub presiunea atmosferică, ca urmare a depresiunii create de gazele din tubul de evacuare, care vor continua mișcarea în virtutea inerției. Scăzând presiunea din camera de ardere sub valoarea presiunii atmosferice, supapa se va deschide și va și va permite intrarea în camera de ardere a aerului din atmosferă. În același timp se realizează și pulverizarea combustibilului în curentul de aer, deci, în camera de ardere intra efectiv un amestec de combustibil.

Venind în contact cu gazele arse din camera de ardere, amestecul combustibil se aprinde și începe un nou ciclu de funcționare.

X-43 (Anexa 2, Figura. 1.34) a fost un avion hipersonic experimental fără pilot aparținând NASA, dotat cu un motor pulsoreactor. Este cea mai rapidă aeronavă proiectată vreodată deținând recordul pentru viteză de aproximativ 10,461 km/h [11].

Tabel 1.3. Caracteristici motorpulsoreactor

Motorul turbopropulsor se diferențiază în principal de motorul turboreactor prin aceea că i se adaugă o elice și implicit una sau câteva trepte de turbină în plus față de treptele de turbină destinate antrenării compresorului. Tracțiunea este combinată și se realizează: prin elice și prin reacție.

La început avioanele militare, care necesitau viteze foarte mari, erau dotate cu turboreactoare, avioanele civile care nu aveau nevoie de viteze așa de mari erau dotate cu motoare clasice cu piston și elice, însă inginerii de aeronave civile dorind să beneficieze de puterea mare și costurile de întreținere reduse ale turbinei cu gaz s-au gândit sa combine motorul cu elice cu unul cu turbină, luând naștere astfel motorul turbopropulsor. Deoarece turbina, pentru a funcționa la nivel optim are nevoie de rotații foarte mari, turbopropulsorul a fost dotat cu un reductor care reduce viteza de rotație a arborelui și implicit a palelor, pentru ca vârfurile acestora să nu atingă viteze supersonice. Un turbopropulsor este eficient la o viteza de croazieră a aeronavei între 320 – 640 km/h. La avioane, turbopropulsorul (Figura 2.35.) realizează tracțiunea atât prin forța de reacție creată de turbină de gaze, cât și prin forța de tracțiune a elicei.

Fig. 1.35. Motor turbopropulsor [8]

La elicoptere, turbopropulsorul (Figura 1.35.) este asemănator cu turbopropulsorul de pe avioane, cu diferența că la avion elicea este susținută de motor și motorul este fixat de corpul aeronavei iar la elicopter motorul nu oferă nici un suport fizic rotorului.

Comparând acest motor cu motorul turboreactor, turbopropulsorul are o tracțiune mai mare la viteze mai mici de 800 km/h, pentru că este capabil să capteze o cantitate mai mică de aer la o viteză mai mica. Avantajele folosirii acestui tip de motor în locul celui cu piston sunt elicea, care are raportul putere-greutate mai mare și vibrațiile reduse.

Fig. 1.36. Motor turbopropulsor cu turbină liberă [8]

Motorul turboreactor cu dublu flux (turboventilatorul) a fost inventat în ideea de a reduce energia irosită de motoarele turboreactoare. Primul motor turboventilator funcțional a fost Daimler-Benz DB 670, testat pe 1 Aprilie 1943, proiectul fiind însă abandonat. La început, până în 1960, când s-au făcut primele încercări ale acestui sistem de propulsie s-au utilizat prelungiri ale paletelor turbinei, dar soluția nu este convenabilă, căci, în primul rând numărul de trepte de turbină este mic, iar în al doilea rând paletele de turbină lucrează la temperaturi ridicate, iar prin adăugarea prelungirilor tensiunile mecanice cresc.

Cele mai moderne aeronave militare și comerciale sunt dotate cu acest tip de motor. Un turboreactor dublu flux are un ventilator mare în partea frontală care captează un colum mare de aer. Spre deosebire de motorul turboreactor convențional, aerul intrat prin dispozitivul de admisie nu trece doar prin interiorul motorului. După compresor o mare parte din volumul de aer (aerul rece) trece prin exteriorul motorului printr-o conductă de by-pass. Scopul acestui lucru este de a crește tracțiunea fără a crește consumul de combustibil. Datorită acestui lucru turboreactoarele dublu fluxsunt mai puțin zgomotoase și capabile să genereze mai multă tracțiune la viteze mici decât turboreactoarele simplu flux. Fluxul secundar nu creează o tracțiune prin reacție căci fluidul nu a evoluat într-un ciclu mecanic motor, ci a preluat energia de accelerare în totalitate de la compresor.Acum motorul poate fi folosit și la viteze supersonice (elicea nu putea ) pentru ca aerul se frânează în prealabil în dispozitivul de intrare al motorului până la o viteza subsonică.

Există mai multe soluții constructive de MTR-DF și anume :

1. Soluția denumită și trirotor, în care:

– ventilatorul primeste energie de la o turbină proprie

– compresorul de joasa presiune primește energie de la o turbină proprie

– compresorul de inalta presiune primește energie de la o turbină proprie

2. Soluția, care este cea mai folosită și se numește birotor:

– ventilatorul si compresorul de joasa presiune au propria lor turbină

– compresorul de inalta presiune are turbină proprie

3. Soluția monorotor, în care:

– ventilatorul, compresorul de joasa presiune și compresorul de înaltă presiune au o singură turbină.

În funcție de coeficientul de dublu flux K, există trei posibilități:

K = 0, cazul motorului turboreactor simplu flux;

K = 0.3 – 1.5 – cele doua fluxuri de fluid, secundar care conține numai aer și primar format din gaze de ardere se pot amesteca în avalul turbinei obtinandu-se un flux unic și astfel o anumită masă in care se poate face o nouă injecție de combustibil, deci se poate realiza o nouă ardere capabila sa duca la cresterea a sistemului, care se numește post combustie și are loc dupa arderea principală. Postcombustia este absolut necesară aeronavelor care evoluează în domeniul vitezelor supersonice. În acest caz K se numeste factor de dilutie, iar motorul ce asigura acest amestec se va numi motor turboreactor dublu flux cu fluxuri amestecate (MTR DF-AM);

K = 1.5 – 6 – cele doua fluxuri de fluid de propulsie rămân în continuare separate și după ce parasesc sistemul fiecare creand o pentru sistem. În acest caz K se numeste factor de dublu flux iar motorul ce asigura acest amestec se va numi motor turboreactor dublu flux cu fluxuri separate (MTR DF-S) (Figura 2.28.), sistem ce se folosește pentru avioane civile, având o forță de tracțiune de până la Ftr ≈ 700.000 N. Deoarece fluxul secundar, în această situație, permite și o amestecare de gaze separate, duce și la un nivel redus de zgomot [14].

Fig. 1.37. Motor turboreactor dublu flux [8]

Motoarele rachetă fac parte din categoria sistemelor de propulsie convenționale. Sunt sisteme de propulsie caracterizate prin faptul că nu utilizează aerul atmosferic în cadrul proceselor ce au loc în interiorul său. Fluidul de propulsie este alcătuit dintr-un carburant și un oxidant. Acest amestec este injectat în camera de ardere cu o presiune foarte mare, iar gazelle rezultate sunt accelerate către ajutaj și evacuate sub forma unui jet.

În funcție de starea de agregare a combustibilului utilizat, motoarele rachetă pot fi cu:

combustibil solid (MRCS).

combustibil hibrid (MRCH);

combustibil lichid (MRCL).

Motoarele rachetă cu combustibil solid (MRCS)

Particularitatea acestor sisteme de propulsie constă în aceea că au combustibilul sub formă solidă, având în structura sa chimică elementele necesare unei reacții exotermice.

– carburantul, substanță oxidabilă;

– oxidantul, substanță oxidantă, aflată sub formă de pulbere.

Ele sunt amestecate într-o proporție bine determinată și sunt menținute, sub formă compactă, cu ajutorul unei substanțe de legătură, care se numește liant. Un astfel de combustibil are proprietăți plastice, utile la fabricarea sa sub diverse forme și, totodată, rezistență mecanică.

Ca urmare a alimentării cu curent a aprinzătorului are loc arderea conductorului prin incandescență și, concomitent, are loc aprinderea încărcăturii aprinzătorului. Corpul acestuia se distruge iar gazele rezultate din ardere cu presiune și temperatură ridicată, aprind încărcătura motorului, care începe să ardă.

Când s-a depășit presiunea minimă admisibilă din cameră, la care arderea devine stabilă, se distruge membrana de siguranță și gazele părăsesc ajutajul, producând forța de reacție a motorului.

Motoarele rachetă cu combustibil hibrid (MRCH)

Pentru realizarea unor tracțiuni specifice, respectiv, a unui impuls specific ridicate și, în același timp, pentru a avea posibilitatea controlării procesului de ardere din camera de ardere, se folosesc, pe scară largă, motoare cu combustibil combinat. Acestea se caracterizează prin faptul că o componentă a combustibilului este solidă, iar cealaltă lichidă. Din acest punct de vedere se disting două tipuri de rachete cu combustibil hibrid:

a) MRCH la care substanța oxidantă este solidă și cea oxidabilă lichida:

b) MRCH la care substanța oxidabilă este solidă, iar cea oxidantă lichidă.

Indiferent însă de natura și starea de agregare, întotdeauna substanța solidă se află în camera de ardere, iar cea lichidă este păstrată în rezervoare, situate în corpul rachetei.

Fig. 1.38. Schemă de principiu MRCH

De obicei, componenta lichidă este folosită ca agent de răcire a ajutajului. Ca atare, ea se va introduce din direcția ajutajului către camera de ardere după ce, în prealabil, s-a încălzit, respectiv, s-a asigurat răcirea ajutajului. Componenta lichidă se injectează în camera de ardere unde au loc procesele de aprindere și de ardere.

Motoarele rachetă cu combustibil lichid (MRCL)

Necesitatea unor motoare care să funcționeze un timp mai îndelungat, posibilitatea pornirii lor, în scopul unor corecții de traiectorie, împreună cu alte avantaje precum și progresele în domeniul tehnologiei, au dus la dezvoltarea acestor tipuri de sisteme de propulsie, cu precădere pentru zborurile cosmice.

Fig. 1.38. Schemă de principiu MRCL

În istoria aviației foarte puține aeronave au folosit ca sistem de propulsie motoarele rachetă din cauza eficienței foarte scăzute, cele mai cunoscute fiind avioanele Americane Bell X-1 și X-15.

Tabel 1.1. Tipuri de sisteme de propulsie

1.2.2 Sisteme de propulsie inovative

1.2.2.1. Motorul electric

Motoarele electrice au devenit foarte răspândite. Datorită folosirii lor în domenii variate, a nivelului redus de zgomot, și a performanțelor din ce în ce mai bune a bateriilor, acestea s-au răspândit deja la nivel mondial. În ce privește folosirea lor ca propulsie pentru aeronave, acesta este doar începutul.

Aviația este o industrie în continuă dezvoltare, motiv pentru care designerii de aeronave electrice au făcut un progress remarcabil în ultima vreme. Dezvoltarea unor tehnologii de mărire a randamentului bateriilor, folsirea materialelor cât mai ușoare și rezistente a dus la apariția de noi concept de aeronave electrice.

Un număr mare de companii sunt în curs de dezvoltare a motoarelor electrice pentru aviație, în special pentru planoare, avioane de mici dimensiuni și UAV-uri (Unmanned Aerial Vehicle) folosite chiar pentru aviația militară

Deoarece puterea oferită de bateriile motoarelor electrice nu este suficient de mare, au fost create prototipuri la nivel de avioane ultraușoare sau motoplanoare acestea având cerințe mai puțin stricte legate de propulsie, bazându-se mai mult pe aerodinamicitate.

Ceea ce urmează este o prelevare a unora dintre cele mai inovatoare modele de aeronave propulsate de un motor electric.

Solar Impulse (Figura 1.39.) este un prototip de avion propulsat de patru motoare electrice care dezvoltă 10 C.P fiecare. Propulsia este asigurată de către 11.000 de panouri solare montate pe aripile avionului cât și pe profundor.

Primul zbor a avut loc pe 7 aprilie 2010, acesta atingând înălțimea de 1.200 metri cu un timp total petrecut în aer de 90 minute.

Pe data de 8 iulie 2010 a realizat primul zbor de 24 ore al unei aeronave cu propulsie electrică, iar în 2012, tot această aeronavă a realizat primul zbor intercontinental total electric, din Madrid, Spania până în Rabat, Maroc .

Fig. 1.39. Solar Impulse [19]

Primul zbor a avut loc pe 7 aprilie 2010, acesta atingând înălțimea de 1.200 metri cu un timp total petrecut în aer de 90 minute. Pe data de 8 iulie 2010 a realizat primul zbor de 24 ore al unei aeronave cu propulsie electrică, iar în 2012, tot această aeronavă a realizat primul zbor intercontinental total electric, din Madrid, Spania până în Rabat, Maroc .

De asemenea, în 2010 EADS (European Aeronautic Defence and Space Company) a creat un concept numit MC15-E Cri Cri, adică aeronavă propulsată de două motoare electrice care a stabilit un nou record de viteză: 283 km/h, pentru propulsia de acest fel ( Figura 1.40).

Fig. 1.40. Aeronava MC15-E Cri-Cri [20]

Nu vom vedea însă în curând acest tip de motoare folosit în mod regulat în aviație pentru că există multe limitări care trebuiesc depășite.. Problema principală este stocarea energiei. Combustibilul convențional folosit pentu aviație are cea mai mare densitate de energie/greutate, iar acest lucru va fi dificil de întrecut.

Pentru ca o aeronavă să poată zbura, motorul trebuie să producă suficientă forță de tracțiune în faza de decolare, acesta fiind utilizat la putere maximă. În zborul de croazieră, de obicei motorul unei aeronave folosește doar 75% din puterea disponibilă. Pentru aceasta principalul dezavantaj al motorului electric este depozitarea energiei electrice în baterii cât mai ușoare pentru întreaga durata a zborului, sau găsirea unei alternative de încărcare a bateriilor pe timpul.

Motorul electric prezintă însă și avantaje cum ar fi: creșterea siguranței datorită rezistenței mecanice crescute, o protecție crescută a mediului prin reducerea emisiilor și a zgomotului și un risc de explozie scăzut în urma unei eventuale coliziuni.

1.2.2.2. Motorul ionic

Propulsia viitorului a devenit acum studiul de caz pentru oamenii de știință și inginerii de la NASA. Sistemul de propulsie ionic permite navetelor spațiale să călătorească mai departe, mai repede, și mai ieftin decât orice alt sistem de propulsie disponibil în momentul actual.

Această tehnologie de propulsie este curent folosită pentru navetele spațiale. Principiul de funcționare se bazează pe împingerea ionilor pentru crearea forței de tracțiune oferind viteze mai mari decât a oricărei rachete folosite până acum.

Un ion este un atom sau o moleculă încărcată electric. Ionizarea este procesul de încărcare electric a unui atom sau a unei molecule prin adăugare sau îndepărtare de electroni. Ionii pot fi pozitivi (când pierd unul sau mai mulți electroni) sau negativi ( când li se alătură unul sau mai mulți electroni). Un gaz este considerat ionizat când o parte sau toți atomii șo moleculele pe care îi conține sunt transformați în ioni.

Plasma  reprezintă o stare a materiei, fiind constituită din ioni, electroni și particule neutre (atomi sau molecule), denumite generic neutri. Poate fi considerată ca fiind un gaz total sau parțial ionizat, neutru din punct de vedere electric. Plasma există peste tot în natură. Este desemnată ca fiind cea de-a patra stare de agregare ( pe lângă lichid, solid și gazos). Are proprietățile unui gaz, dar este afectată de câmpul electric și cel magnetic si este un conducător de electricitate. Plasma reprezintă reprezintă materia de bază pentru toate tipurile de propulsie elctrică unde câmpurile electrice sau magnetice sunt folosite pentru împingerea ionilor sau electronilor în scopul creării forței de tracțiune. Exemplele de plasmă văzute zilnic sunt lumina și becurile fluorescente.

Metoda connvențională pentru ionizarea atomilor într-un propulsor de ioni se numește bombardarea cu electroni. Majoritatea cercetărilor de la NASA sunt făcute în acest domeniu.

Motoarele ionice se clasifică după modul în care ele accelerează ionii, utilizând forța electrostatică sau pe cea electromagnetică. Împingătoarele de ioni electrostatice utilizează forța Culombiană și accelerează ionii în direcția câmpului electric. Împingătoarele de ioni electromagnetice utilizează forța Lorentz pentru a accelera ionii.

Primele experimente cu motoare ionice au fost efectuate de Robert Goddard la Clark College în 1916-1917. Un motor ionic funcțional a fost construit de către Harold R. Kaufman abia în 1959 la NASA. Era similar designului general al împingătorului ionic electrostatic gridat folosind mercur drept combustibil.

Testele motorului au durat din 1960 până în 1964; motorul a fost trimis într-un zbor spațial la bordul lui „Electric Space Rocket Test 1” (SERT 1). Acesta a funcționat cu succes pentru cele 31 minute planificate înainte de a ajunge înapoi pe Pământ.

În cadrul celui mai amplu proiect de acest gen denumit Evolutionary Xenon Thruster (NEXT), inginerii de la NASA au încheiat cu success un test de aduranță al motorului ionic care a durat peste 48.000 de ore ( 5 ani și jumătate), fiind cea mai lungă perioadă de testare a unui sistem de propulsie spațial. Cu un consum minim de combustibil și cu o eficiență extreme de ridicată, motoarele vor fi principalele sisteme de propulsie pentru misiuni în spațiu

Principiul de funcționare al acestui motor se bazează pe bombardarea xenonului cu electroni, ionizând acest gaz, astfel combustibilul ionizat este direcționat către partea din spate a motorului, generând un flux de jeturi de ioni numit rază ionică care produce impulsul necsar pentru propulsarea navetei.

Deși timpul necesar pentru accelerare este mai mare, avantajul motoarelor ionice este pot funcționa o perioadă mult mai lungă decât motoarele convenționale [21] [22]

Fig. 1.40. Testarea unui motor ionic [21]

2. REPREZENTĂRI TEORETICE PRIVIND SISTEMELE DE PROPULSIE

2.1. Dezvoltarea sistemelor de propulsie

Sistemele de propulsie actuale au apărut ca o dezvoltare firească a preocupărilor legate de:

mărirea a vitezei de zbor la regimul de croazieră;

îmbunătățirea performanțelor sistemelor actuale în fazele de decolare și aterizare;

optimizarea performanțelor în zborul de croazieră;

forța de propulsie maximă;

consum specific de combustibil minim;

creșterea gradului de adaptare a sistemului la regimurile de zbor. Toate sistemele de propulsie, capabile să răspundă acestor cerințe, alcătuiesc noua generație de sisteme de propulsie.

2.2. Principiile propulsiei

Conform [23] principiul al III-lea al mecanicii (acțiunii și reacțiunii) se enunță astfel: dacă un corp (i) acționează asupra altui corp ( j) cu o forță numită acțiune, cel de-al doilea corpacționează asupra primului cu o forță numită reacțiune: , egală și de sens contrar: (2.1)

Un sistemul de propulsie este în măsură să genereze o formă de energie care este transferată unui fluid:

dacă fluidul nu are posibilitate de deplasare, se va deforma;

dacă fluidul se poate deplasa, atunci energia pe care o primește o transformă în lucru mecanic (forță, deplasare).

Forța pe care sistemul de propulsie o folosește pentru deplasarea fluidului se numește forță de acțiune.

În acest caz, fluidul va reacționa cu o forță asupra sistemului, care se numește forță de reacțiune.

Teorema impulsului: variația impulsului unui sistem în timp este egală cu suma forțelor care acționează asupra sistemului:

(2.2)

Rezultă ca forța de propulsie (tracțiune) are expresia:

(2.3)

unde:

= componenta masică, generată de variația în timp a masei sistemului de propulsie

= componenta dinamică, generată de variația în timp a vitezei fluidului (accelerarea fluidului).

Ponderile componentelor diferă în funcție de sistemul de propulsie:

în cazul sistemelor aeriene componenta masică există, dar este mică în comparație cu componenta dinamică.

în cazul sistemelor cosmice, componenta masică este mult mai mare decât cea dinamică [9] [23].

2.3. Compunerea sistemului de propulsie

Sistemul de propulsie este alcătuit din:

I – fluidul de propulsie;

II – sursa de energie;

III – instalația de propulsie.

I. Fluidul de propulsie reprezintă subsistemul asupra căruia acționează sistemul de propulsie în scopul modificării vitezei lui. De regulă, fluidul de propulsie poate fi: aer, gaz sau amestec de gaze. Din punctul de vedere al provenienței fluidului de propulsie, sistemul se împarte în două grupe:

sisteme de propulsie care își procură fluidul de lucru din mediul înconjurător, care se numesc sisteme de propulsie aeriene;

sisteme de propulsie care își procură fluidul de lucru de la bordul navei, care se numesc sisteme de propulsie cosmice.

II. Sursa de energie reprezintă subsistemul capabil de a produce energia necesară accelerării fluidului de propulsie; acea parte din fluidul de propulsie care participă la obținerea energiei în sursă se numește fluid de lucru. În prezent se folosesc trei forme de energie: a) energia termică;

b) energia electrică;

c) energia electro-termică.

a) energia termică se poate obține:

prin reacții chimice de ardere (arderea combustibililor);

prin reacții nucleare (de fuziune sau de fisiune);

prin captarea energiei termice solare;

b) energia electrică se poate obține:

cu ajutorul câmpurilor electrostatice;

cu ajutorul câmpurilor electromagnetice;

c) energia electro-termică reprezintă energia jetului de plasmă care se obține pe cale termică și este accelerată electric.

Indiferent de energia folosită, din punct de vedere al transformării acestei energii în lucru mecanic, sursele de energie se împart în două categorii:

surse de energie alternative (ex. mecanismul bielă-manivelă)

surse de energie rotative (ex. turbina).

Sistemele de propulsie care au o sursă de energie :

alternativă – primesc în denumire grupul de litere „moto”,

rotativă – primesc în denumire grupul de litere „turbo”.

Indiferent dacă sistemele sunt „moto” sau „turbo”, fluidul de lucru suferă în timpul funcționării sursei trei procese fundamentale fără de care nu se poate obține energie și lucru mecanic:

comprimare

ardere

destindere

Din punctul de vedere al comprimării, sursele de energie pot fi:

cu comprimare mecanică;

cu comprimare dinamică.

Comprimarea mecanică realizează creșterea presiunii statice a fluidului de lucru care are loc prin intermediul unui consum de lucru mecanic, compresoarele care produc forța care realizează lucrul mecanic folosit pentru comprimare, se împart în două categorii:

compresoare volumice;

compresoare cinetice.

Compresoarele volumice:

realizează comprimarea statică a fluidului prin reducerea spațiului în care acesta se află;

realizează grade mari de comprimare (ex. ~100);

debitele de aer realizate sunt pulsatorii și mici;

sunt mai puțin folosite în prezent.

Compresoarele cinetice:

realizează comprimarea statică a fluidului de lucru ca urmare a trecerii forțate a acestuia prin canale aerodinamice profilate astfel încât fluidul este frânat corespunzător regimului de curgere.

pentru M<1 canalul aerodinamic este divergent;

pentru M>1 canalul aerodinamic este convergent.

în funcție de direcția câmpului de forțe, compresoarele cinetice se împart în două tipuri:

centrifugale (radiale);

axiale.

Comprimarea dinamică:

se realizează prin frânarea fluidului de la o viteză în general supersonică, la o viteză subsonică;

realizează în canale profilate corespunzător regimului de curgere;

Arderea se poate realiza în două moduri:

la volum constant ():

este un proces nestaționar, parametrii arderii variind în timp;

procesul este pulsatoriu (ciclic).;

toate sursele de energie care realizează arderea la volum constant primesc în denumire particula "pulso"

la presiune constantă ().

este un proces staționar în care parametrii arderii sunt constanți în timp

toate sursele de energie care realizează arderea la presiune constantă primesc în denumire particula "stato".

datorită comprimării arderea devine stabilă.

III. Instalația de propulsie reprezintă subsistemul pe care ia naștere forța de propulsie a sistemului. În prezent se cunosc două tipuri de instalații de propulsie:

elicea;

ajutajul.

Elicea:

reprezintă o parte componentă auxiliară a sursei de energie;

forța de propulsie care ia naștere pe elice este rezultatul unei reacții indirecte a fluidului;

forța de propulsie a elicei reprezintă forță de tracțiune / împingere după cum elicea este plasată în fața sau în spatele sursei de energie;

toate sistemele de propulsie care au în componență cel puțin o elice primesc în denumire particula "propulsor"

.

Ajutajul:

reprezintă o parte componentă a sursei de energie;

forța de reacție care ia naștere pe ajutaj este rezultatul unei acțiuni directe a fluidului de lucru asupra sistemului;

toate sistemele de propulsie care au în componență cel puțin un ajutaj primesc în denumire particula "reactor";

ajutajele pot fi de mai multe tipuri dintre care cele mai importante sunt:

ajutajul geometric;

ajutajul masic:

– reprezintă o canalizație profilată cu aria secțiunii transversală constantă;

este compus din 3 pereți și o suprafață liberă.

ajutajul termic:

crește energia potențială a fluidului prin încălzirea acestuia.

Sursa de energie și instalația de propulsie reprezintă instalația de forță a sistemului [23]

2.4. Performanțele sistemelor de propulsie

Orice sistem de propulsie poate fi apreciat după performanțele sale care pot fi:

Absolute:

forța de tracțiune;

impulsul total;

greutatea sistemului.

Specifice:

forța de tracțiune specifică;

impulsul specific;

consumul specific de combustibil.

Relative:

tracțiunea relativă;

greutatea relativă.

Studiul performanțelor absolute

Forța de tracțiune a unui sistem de propulsie este dată de variația funcției forței curentului între cele două secțiuni fundamentale ale sistemului, ieșire și intrare, adică:

(2.4.)

unde funcția forței curentului este:

(2.5.)

Considerând schema de principiu din (Figura 2.3) se poate preciza volumul de control, pe baza căruia s-a stabilit relația forței de tracțiune, ca fiind situat între secțiunile 1-1 și 5-5.

Fig .2.3. Schemă de principiu

Ca urmare, forța de tracțiune se poate scrie ca:

(2.6.)

unde mărimile care intervin au semnificațiile:

, = debitul de aer, respectiv debitul de gaze;

, = viteza aerului in secțiunea de intrare și viteza gazelor în secțiunea de ieșire;

, = presiunea aerului in secțiunea de intrare, respectiv, presiunea gazelor în secțiunea de ieșire;

, = aria secțiunii de intrare, respectiv, aria secțiunii de ieșire.

Admițând un tunel de aspirație cilindric, între secțiunile H-H și 1-1 expresia forței devine:

, deoarece: (2.7.)

În cazul unui motor rachetă, in care secțiunea 5-5 se noteaza cu e-e și , iar forța de propulsie devine:

– în atmosferă: (2.8.)

– în cosmos: , întrucât (2.9.)

Impulsul total: (2.10.)

în care este forța de propulsie a unui motor racheta, iar este durata de funcționare a motorului [25]

Studiul performanțelor specifice:

Forța de tracțiune specifică: (2.11.)

sau, în condițiile unei destinderi complete a gazelor de ardere, : (2.12.)

unde = aportul de combustibil;

Consumul specific de combustibil: (2.13.)

în care = debitul de combustibil injectat

Impulsul specific: (2.14.)

Obs : există și alte definiții.

Studiul general al performanțelor relative

Tracțiunea relativă , (2.15.)

în care este greutatea motorului;

Greutatea relativă (2.16.) Necesitatea înnoirii sistemelor de propulsie

Schimbările fundamentale ale sistemelor de propulsie convenționale sunt legate de creșterea vitezei de zbor, ca o condiție esențială a unui transport modern. Odată cu creșterea vitezei de zbor, în atmosfera terestră au loc:

– creșterea rezistenței la înaintare a aparatului, proporțional cu ;

– ridicarea temperaturii elementelor componente datorită:

frecării;

creșterii temperaturii avionului, ca urmare a frânării puternice a aerului;

– imposibilității utilizării unor sisteme de propulsie convenționale.

Astfel, motoarele pentru viteze mari trebuie să dezvolte forțe de propulsie foarte mari. Se menționează că forța de tracțiune, a unui motor turboreactor simplu flux, variază cu viteza într-o manieră care depinde de:

tipul motorului;

parametrii de bază;

soluția de reglare a motorului.

Este suficient să se reprezinte variațiile forței de tracțiune și consumului specific de combustibil, în funcție de numărul Mach (), pentru programul de reglare , pentru a stabili limitele performanțelor sale (Figura 2.4.).

Fig. 2.4. Limite performanțe

Motorul turboreactor cu postcombustie, deși asigură forțe de tracțiune mai mari la viteze mici, au consumul specific de combustibil mai mare decât al motorului statoreactor pentru aceeași forță. În figură, se observă existența unor valori caracteristice ale numărului Mach. Astfel, se pot defini câteva valori caracteristice:

– până la care are loc o scădere a forței, ;

– până la care se observă o creștere a tracțiunii, la

– la care forța se anulează, .

Acest caracter al variației tracțiunii face ca motorul turboreactor să fie neutilizat la viteze ce depășesc .

Mai mult decât atât, la creșterea vitezei de zbor, ca urmare a frânării puternice a aerului în dispozitivul de admisie, în cazul în care , se micșorează încălzirea aerului în compresor, deci scade comprimarea mecanică. Se obțin astfel, sisteme cu comprimare dinamică a fluidului de lucru de tipul statoreactoarelor. Forța de reacție a motorului statoreactor este legată de gradul de frânare a aerului m fața sistemului și de temperatura maximă.

Caracteristica de zbor a motorului statoreactor este reprezentată mai jos (Figura 2.5.):

Fig. 2.5. Caracteristică de zbor

Din figură se constată că:

– la viteze mici, forța de reacție este mică;

– cu creșterea vitezei, crește atingând, pentru o valoare extremă. Acest Mach este superior lui ;

– la creșterea progresiv a vitezei forța scade anulându-se la .

Deci și motorul statoreactor are ca domeniu de utilizare o plajă de viteze cuprinsă între și . în plus, motorul statoreactor are avantajul realizării unui regim economic de viteze, comparabile cu la care forța este maximă.

Faptul că la aceste sisteme, forța se anulează la anumite viteze este legat de creșterea pierderilor în sistem care, pentru a fi acoperite, necesită un consum de energie mare, comparativ cu energia degajată de sistem.

Forța specifică scade o dată cu creșterea vitezei zbor și se poate anula dacă nu se iau măsurile corespunzătoare, respectiv:

– înlocuirea combustibilului care conduce, imediat, la creșterea temperaturii maxime deci, a vitezei de evacuare ;

– creșterea vitezei de ardere a amestecului combustibil prin înlocuirea combustibilului sau prin trecerea la o ardere supersonică;

– postcombustie;

– utilizarea motoarelor rachetă, la care forța de reacție nu depinde de viteza de zbor. Mai concret, ea crește cu înălțimea de zbor, indiferent de natura și starea de agregare a combustibilului utilizat [25].

2.2. Ciclul de funcționare sistemelor de propulsie

2.2.1 Motoarele cu piston

Timp de 40 de ani de la primul zbor al fraților Wright până la apariția motorului cu reacție , aeronavele au folosit motorul cu piston cu piston ca sistem de propulsie. În zilele noastre, acest tip de motor încă este folosit în aviație, în general pentru avioanele private sau cele de mici dimensiuni.

După cum ne spune și numele, în motorul cu ardere internă, arderea are loc într-un cildru închisunde energia chimică a combustibilului este transformată în energie termică și apoi, prin deplasarea unui piston, în energie mecanică.

În camera de ardere căldura degajată se transformă prin intermediul presiunii aplicate pistonului, în mișcare mecanică ciclică, de obicei rectilinie, după care în mișcare de rotație uniformă, obținută de obicei la arborele cotit. Camera de ardere este locul unde are loc reacția chimică de ardere. Pistonul este conectat la arborele motorului pe care il rotește. Biela convertește deci mișcarea liniară a pistonului in mișcare de rotație a arborelui care transmite energia generată de motor la elice.

Mișcarea pistonului este repetată în cadrul unui ciclu termodinamic, numit ciclul Otto, dezvoltat de inginerul german cu același nume, în anul 1876 care este folosit și astăzi.

Majoritatea avioanelor au elicea cuplată direct la arborele cotit si arborele cotit este și arborele elicei. Elicea produce forța de tracțiune necesară zborului.

Căldura introdusă în ciclul care se efectuează în cilindrii motorului se obține prin arderea combustibilului, de obicei un combustibil lichid cum ar fi: benzina, motorina sau gazul petrolier lichefiat, dar se pot folosi și combustibili gazoși, ca gazul natural, sau chiar solizi, ca praful de cărbune. Oxigenul necesar arderii se obține din aerul atmosferic. Pentru o ardere completă se asigură combustibilului o cantitate de oxigen dozată astfel încât să producă oxidarea integrală a elementelor sale componente.

Timpii de funcționare ai motorului cu piston sunt următorii:

Admisia

Compresia

Arderea

Evacuare

Admisia: supapa de admisie se deschide, iar în timp ce pistonul se deplasează din partea de sus a spre punctul mort inferior, în cilindru intră amestecul de vapori de benzină și aer (realizat în carburator) datorită depresiunii formate. Amestecul ideal este de 14.7 părți de aer și o parte combustibil.

Compresia: după ce pistonul a ajuns în punctul mort inferior, supapa de admisie se închide. Supapa de evacuare este și ea închisă. În deplasarea pistonului înspre punctul mort superior, acesta crește tempereatura și comprimă amestecul din cilindru. Acum particulele de gaz sunt foarte aproape si reacționează rapid la aprindere. Acești doi timpi de funcționare sunt reprezentați în figura de mai jos (Figura 2.6.) [1]

Arderea: odatăce pistonul ajunge la punctul mort superior, ambele supape sunt închise și o scânteie electrică dată de bujie se produce . Scânteia aprinde amestecul carburant care începe să ardă progresiv. Temperatura rezultată este de circa 2000°C și presiunea de aproximativ 25 atm. Gazele produc o forță mare de apăsare asupra pistonului împingâdu-l spre punctul mort inferior. Pe măsură ce pistonul coboară, gazele se destind – are loc. Acum este momentul când se produce lucru mecanic.

Evacuarea: supapa de admisie este închisă, iar cea de evacuare este deschisă, permițând gazelor arse să fie împinse afară din cilindru de pistonul care se deplasează de la punctul mort inferior spre punctul mort superior (Figura 2.7.)

Puterile realizate de către acest motor cu piston sunt în intervalul P=50-500(800)KW, iar consumul de combustibil este de aproximativ c=0.2-0.3kg/kWh.

Din punct de vedere tehnologic motorul cu piston este o soluție constructivă complexă folosită des în prezent și se va utiliza și în viitor.

2.2.2. Motoarele turboreactoare

Motorul turboreactor (MTR sau MTR-SF) se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie participă integral la realizarea energiei din sursa motorului. Schema de principiu a MTR-SF, precum și elementele sale componente sunt reprezentate în figura 2.7.

În figură au fost marcate următoarele caracteristici [24]:

Frda, forța de tracțiune în dispozitivul de admisie;

Ftc , forța de tracțiune a compresorului;

Fra , forța de reacție ajutajului;

Fat , forța de acțiune a turbinei;

Frca , forța de reacție în camera de ardere;

Mc , debitul de combustibil;

Ma , debitul de aer ce intră în motor;

Mg, debitul de gaze de ardere.

MTR este alcătuit din:

Dispozitivul de admisie

Compresorul motorului

Camera de ardere

Turbina

Sistemul de evacuare

I. Dispozitivul de admisie are rolul de a frâna fluidul de propulsie (aerul) de la viteza de zbor a aeronavei până la o viteză la care compresorul poate funcționa în condiții optime (100-200) m/s. Energia cinetică a aerului aspirat este transformată, astfel, în energie potențială prin frânarea fluidului.

Din punct de vedere al regimului de curgere al aerului, prin dispozitivul de admisie, acesta poate fi subsonic sau supersonic. Dispozitivul de admisie, acesta poate fi cu geometrie fixă sau nereglabil (dispozitivul subsonic), respectiv cu geometrie variabilă sau reglabil.

II. Compresorul are rolul de a comprima static fluidul de lucru până la acele valori ale presiunii pentru care procesul de ardere este stabil. Acesta transportă debitul de fluid, realizând pierderi cât mai mici, din dispozitivul de admisie în camera de ardere.

Din punct de vedere al sensului de curgere al fluidului de lucru, în raport cu sensul de curgere prin sistem, compresoarele pot fi axiale, în care direcția de curgere este paralelă cu axa sistemului, și radiale, caz în care direcția de curgere a fluidului este perpendiculară cu axa sistemului.

Din punct de vedere al regimului de curgere, compresoarele pot fi:

subsonice

transonice

supersonice.

III. Camera de ardere realizează transformarea energiei chimice a amestecului proaspăt, alcătuit din aer și combustibil sau aer și petrol de aviație (kerosen) în cantități bine determinate, în energie termică, în urma unui proces de ardere izobar. În camera de ardere, fluidul de lucru se transformă calitativ din aer în gaze de ardere. Există două fluxuri componente:

fluxul de aer primar

fluxul de aer exterior (secundar).

Fluxul de aer primar se combină cu combustibilul injectat în camera de ardere asigurând un proces de ardere stoechiometric. Temperatura care rezultă, în urma procesului de ardere, pentru amestecul aer-petrol de aviație, este de aproximativ (2000-2200) K.

În urma procesului de ardere stoechiometric, rezultă produse de ardere care vor trebui răcite pentru a putea traversa, în continuare, rețelele turbinei. Răcirea se face prin intermedul fluxului secundar de aer. Din amestecul fluxului secundar de aer cu produsele de ardere rezultă gazele de ardere. Astfel, în camera de ardere, compoziția chimică a fluidului de lucru se modifică.

Conform ecuației de continuitate

Mg = Ma + Mc (2.17.)

unde,

Mg reprezintă debitul de gaze de ardere din camera de ardere;

Ma reprezintă debintul de aer din camera de ardere;

Mc reprezintă debitul de combustibil injectat în camera de ardere.

Camerele de ardere se clasifică, din punct de vedere funcțional și constructiv, astfel:

Camere de ardere individuale;

Camere de ardere inelare;

Camere de ardere mixte.

Din punct de vedere al sensului curgerii fluidului prin camera de ardere, acestea se clasifică în:

Camere de ardere în echicurent unde direcția și sensul curgerii fluidului sunt

identice cu cele ale curgerii prin sistem;

Camere ardere în contracurent;

Camere de ardere radiale în care direcția curgerii fluidului coincide cu direcția radială a camerei. Modelul permite proiectarea unor motoare de dimensiuni mici.

Din punct de vedere al regimului de lucru al fluidului prin camera de ardere acestea sunt, în general, camere de ardere subsonice, deoarece viteza de ardere a amestecului este M ≈ 0,1.

Din punct de vedere al modificării geometriei camerei de ardere, acestea se clasifică în

Camere de ardere cu geometrie fixă, nereglabile;

Camere de ardere cu geometrie variabilă, reglabile.

IV. Turbina este componenta motorului turboreactor care transformă energia termică a gazelor de ardere în energie cinetică pe care apoi o convertește în lucru mecanic necesar antrenării compresorului și agregatelor sistemului. Din punct de vedere al curgerii fluidului, turbinele pot fi: radiale sau axiale. Din punct de vedere al regimului de curgere, turbinele pot fi subsonice sau supersonice. Din punct de vedere al răcirii, turbinele pot fi total/parțial răcite sau nerăcite.

V. Sistemul de evacuare are rolul de a transforma energia potențială a gazelor în energie cinetică prin accelerarea fluidului de propulsie, în scopul realizării unei componente de reacție a forței de propulsie a sistemului.

Subsistemele commponente ale sistemului de evacuare sunt:

Instalația de creștere a forței de propulsie prin combustie;

Amortizorul de zgomot;

Ajutajul de reacție;

Deviatorul de jet;

Reversorul de tracțiune.

1. Instalația de creștere a forței de propulsie prin combustie realizează o creștere a forței de propulsie a MTR cu (10-50)% din forța motorului de bază. Acest lucru de obține printr-o ardere suplimentară realizată în avalul turbinei după arderea principală. Pentru această ardere este folosit aerul, în exces, din gazele de ardere;

2. Amortizorul de zgomot reduce viteza de evacuare a gazelor de ardere realizând, astfel, scăderea nivelului de zgomot al jetului de gaze;

3. Ajutajul de reacție poate fi simplu convergent sau convergent-divergent. Acesta poate avea o geometrie fixă sau variabilă, deci, poate fi reglabil sau nereglabil;

4. Deviatorul de jet asigură o modificare a jetului de gaze, cu un unghi cuprins în intervalul (0÷90) ̊ , pentru a se obține o componență a forței de reacție pe direcția forței portante a aeronavei. Sistemul este folosit pentru realizarea unor decolări pe distanțe scurte sau pentru decolări pe verticală;

5. Reversorul de tracțiune asigură o schimbare a sensului de curgere al gazelor de ardere cu 180 ̊ . Este folosit pentru frânarea aeronavei, în condiții meteo grele.

Din punct de vedere funcțional, aerul aspirat și comprimat de către compresor este dirijat în camera de ardere unde primește o energie termică prin arderea combustibilului carburant. O parte din această energie este folosită pentru antrenarea compresorului, prin intermediul turbinei, iar cealaltă parte este transformată în energie cinetică. Răspunsul fluidului, ca urmare a acțiunii asupra sa reprezintă forța de reacțiune. În momentul în care sistemul se deplasează este necesar ca acesta să învingă o serie de forțe de rezistență și anume:

Rezistența aerodinamică datorată formei sistemului de propulsie;

Rezistența provocată de frecarea dintre fluid și interiorul sistemului;

Rezistența provocată de frecarea dintre fluid și exteriorul sistemului;

Rezistența jetului;

Rezistența de undă .

Componenta forței de reacțiune care participă la realizarea deplasării sistemului reprezintă forța de propulsie. De reținut este faptul ca fiecare componentă a motorului participă la realizarea forței de propulsie astfel:

Fda reprezintă forța devoltată în dispozitivul de admisie, iar sensul acestei forțe este același cu sensul forței de propulsi;

Fc reprezintă forța dezvoltată de către compresor fiind orientată în sensul deplasării aeronavei;

Fca reprezintă o componentă a forței de propulsie din camera de ardere. Este cea mai complexă componentă a forței de propulsie a sistemului, camera de ardere comportându-se ca un ajutaj triplu: geometrci (convergent), masic și termic;

Ft reprezintă forța pe care sistemul o dezvoltă în turbina sa. Este o forță activă deoarece sensul acestei forțe este invers sensului forței de propulsie;

Fse reprezintă componenta de reacție a forței de propulsie furnizată de către sistemul de evacuare.

3. ASPECTE PRIVIND PROTECȚIA MEDIULUI ÎN DOMENIUL AERONAUTIC

3.1. Aviația și mediul înconjurător

Aviația este o parte integrantă a infrastructurii din zilele noastre. Aceasta joacă un rol important în economia mondială, tradusă atât prin comerț (călătorii de afaceri și transport aerian) precum și călătorii private. Aviația, de asemenea, jocă un rol important și în activitatea militară. Ca atare, aviația afectează viața cetățenilor din fiecare țară din lume, indiferent dacă ei zboară sau nu. Activitățile din domeniul transportului aerian civil au fost mult timp chestiuni de interes major, mai ales cele legate de factorii economici.

Cea mai mare importanță istorică o au chestiunile legate de aspectele de mediu asociate cu zgomotul produs, poluarea aerului și siguranța aeronautică. Două probleme globale legate de mediu au apărut pentru care aviația ar putea avea consecințe importante: schimbările climatice, inclusiv modificări meteorologice (de exemplu, precipitațiile, temperatura, etc) și, pentru avioanele supersonice, epuizarea stratului de ozon stratosferic și ca urmare, creșterea radiațiilor de la suprafața Pământului.

Activitățile umane de zi cu zi eliberează în atmosferă gaze cu efect de seră. Concentrațiile atmosferice de dioxid de carbon, metan, și ozonul troposferic au tot crescut în ultimul secol. Acest nivel crescut de gaze cu efect de seră sunt așteptate să producă schimbări climatic majore. Prin absorbția de radiații infraroșii, aceste gaze schimbă fluxul natural al sistemului climatic.

Impactul aviației asupra mediului cauzat de motoarelor aeronavelor îmbracă mai multe forme cum ar fi zgomotul și emisiile de gaze cu efect de seră care contribuie la schimbările climatice la nivel mondial. În ciuda dezoltării tehnologiilor noi ale motoarelor de aviație, creșterea rapidă a transportului aerian în ultimii ani contribuie la o creștere a poluării în domeniul aeronautic. În Uniunea Europeană, totalitatea emisiilor de gaze cu efect de seră din aviație au crescut cu 87% între 1990 și 2006 [28].

Aviația produce în jur de 2% din emisiile dioxid de carbon (CO2), la nivel mondial.

Evoluția transportului aerian pentru a satisface cererea de pasageri în creștere, în special în țările dezvoltate va duce la o mărire a emisiilor. Se estimează că până în anul 2050 acestea vor ajunge până la 3%.

Comparațiile sunt făcute în industria aeronautică între aviația civilă și cea militară. Sunt descrise caracteristicile unice ale tehnologiei aeronavelor militare și impactul acestora asupra mediului. Reglementări menite pentru a atenua impactul asupra mediului din domeniul aviației civile și militare sunt, de asemenea, revizuite.

Studiile arată că aviația militară a fost responsabilă pentru o parte foarte mică cu privire la consumul total de combustibili fosili la nivel global. Zgomotul în apropierea zonelor locuite și calitatea aerului tind să fie o preocupare tot mai mare pentru aviația militară din cauza urbanizării în creștere, precum și din cauza operațiunilor aeriene tot mai mari.

La nivel global, preocupările legate de mediu s-au concentrat tot mai mult pe impactul operațiunilor aeriene. Pentru a echilibra în mod eficient nevoile de mobilitate cu cererea de protecție a mediului, acțiunea în zona aviației comerciale trebuie să focuseze o gamă largă de probleme științifice, de proiectare și de politici care necesită o atenție comună privind zgomotul, calitatea aerului, și problemele climatice. Aviația militară se confruntă cu o provocare la fel de complexă și aceea de a pune în echilibru aceste probleme legate de protecția mediului.

O varietate de valori sunt disponibile pentru evaluarea zgomotului și a emisiilor de în aviația civilă și militară. Unele sunt mai utile pentru înțelegerea tendințelor în tehnologie, în timp ce altele au o mai mare relevanță pentru evaluarea impactului asupra mediului. De exemplu, nivelul de zgomot este bine corelat cu greutatea totală, numărul de motoare și misiunea pe care o execută o aeronavă. Când acești factori sunt luați în considerare, tendințele din tehnologie sunt mai clar evidențiate. O persoană aflată la sol este mai puțin interesată de tipul aeronavei aflate pe cer și este preocupată mai mult de zgomotul pe care aceasta îl produce. Astfel, tendințele în impactul asupra mediului sunt mai atent evaluate , indiferent de tipul aeronavei.

Cu toate acestea, o creștere a emisiilor de dioxid de carbon este inacceptabilă motiv pentru care industria de aviație, de la producătorii de aeroporturi până la companiile aeriene, lucrează din greu pentru a limita emisiile de gaze cu efect de seră.

Transportul aerian prezintă în continuare cea mai rapidă evoluție dintre toate modurile de transport. Creșterea consumului total de combustibil și impactul potențial al emisiilor de motoare de aeronave asupra atmosferei la nivel global au motivat industria, comunitatea științifică, și guvernele internaționale să caute diferite opțiuni de reducere a emisiilor.

Sistemele de propulsie ale aeronavelor emit o gamă largă de gaze cu efect de seră (GES), inclusiv dioxidul de carbon (CO2), vaporii de apă (H2O), oxizi de azot (NOx), hidrocarburile (HC), monoxid de carbon (CO), oxizi de sulf (NOx), și particule .Forța radioactivă din aceste emisii de aeronave deversate direct la altitudine este estimată a fi de la 2 până la 4 ori mai mare decât a emisiilor de dioxid de carbon emise la nivelul solului .

Având în vedere creșterea puternică în transportul aerian și totodată creșterea preocupărilor legate de efectele emisiilor de noxe în atmosferă la nivel global, industria aviatică este probabil să se confrunte cu o provocare semnificativă în ceea ce privește mediul înconjurător în viitorul apropiat . Estimările actuale arată că volumul traficului aerian la nivel mondial este în creștere atât de rapid încât consumul total de combustibil de aviație și impactul emisiilor asupra mediului vor duce la schimbări climatice majore, în ciuda îmbunătățirilor viitoare ale tehnologiilor pentru sistemele de propulsie ale aeronavelor.

Acest lucru implică faptul că îmbunătățirile tehnologice și operaționale curente nu pot compensa în totalitate emisiile de aviație în creștere, , deci trebuiesc gasite alternative pentru a atenua efectele potențiale ale emisiilor aeronavelor asupra atmosferei la nivel global.

Cel mai important este faptul că deși sunt propuse dacă diverse opțiuni de reducere a emisiilor, acestea nu sunt fezabile deocamdată din punct de vedere financiar pentru sectorul aviației. Transportul aerian impune costuri de capital și de funcționare mai ridicate decât alte moduri de transport în timp ce marja de profit este de doar 5% Astfel, fezabilitatea economică ar putea fi unul dintre cei mai importanți factori care limitează eforturile de reducere a emisiilor din aviație.

În acest sens, perspectivele de viitor privind reducerea emisiilor de aviație necesită înțelegerea simultană a relației dintre îmbunătățirile tehnologice și caracteristicile lor economice asociate, acceptate de sectorul aviației în trecut. Cu toate acestea,în prezent nu există deocamdată un raport foarte bun la nivel de sistem de tehnologii implementate de reducere a emisiilor provenite din aviație și costuri există în present [30]

3.2. Efectele cumulative ale aviației asupra climatului

La fel ca multe dintre dintre activitățile umane, aviația este o industrie care are un impact negativ asupra mediului. Acest impact se referă atât la zgomot cât și la emisiile mtoroarelor aeronavelor, cu un rol foarte mare în schimbarea climatului și încălzirea globală. În ciuda apariției noilor tehnologii pentru eficientizarea consumului și reducerea emisiilor, creșterea rapidă a transportului aerian în ultimii ani, duce la o creștere a poluării atribuite aviației. Principalii factori poluanți sunt:

Vaporii de apa (H2O;

Dioxidul de carbon (CO2);

Oxizii de azot (NOx);

Particulele;

Trenele de condensare;

Norii cirrus.

Vaporii de apă

Ciclul natural al apei din atmosferă este complex și implică o serie de procese fizice strâns cuplate. Acest lucru este întâlnit în special în troposferă, unde există un ciclu continuu între vapori de apă, nori, precipitații, și mări sau oceane. Vaporii de apă și norii au efecte radiative foarte mari asupra climei și influențează în mod direct chimia troposferei. Stratosfera este mai puțin afectată decât troposfera. Cu toate acestea, vaporii de apă sunt foarte importanți în determinarea echilibrului radiativ și compoziția chimică.

Emisiile de vapori de apă rezultate de la aeronave la nivel mondial în troposfera sunt mult mai mici în comparație cu fluxul din cadrul ciclului hidrologic natural. Cu toate acestea, efectele formării norilor cirus trebuiesc luate în considerare. Din momentul eliberării, vapori de apă se găsesc în troposfera aproximativ 9 zile. În stratosferă, timpul pentru indepartarea emisiilor de apă ale aeronavelor este mai lung (de luni până la ani) decât în troposferă, și există o șansă mai mare ca emisiile să crească în concentrație

Orice astfel de creștere ar putea avea două efecte:

un efect radiativ direct cu o influență negativă asupra climei;

o perturbare chimică a ozonului stratosferic prin apariția unor nori stratosferici.

Dioxidul de carbon (CO2)

Comportamentul CO2 în atmosferă este simplu și bine cunocut. Nu există formare sau de distrugere de procese importante care au loc în atmosferă singure. Schimbările atmosferice apar în principal la suprafața Pământului și implică schimburi cu biosfera și oceanele. Efectul dioxidului de carbon asupra schimbărilor climatice este direct și depinde pur și simplu de concentrația sa în atmosferă. Moleculele CO2 absorb radiațiile infraroșii emise de suprafața Pământului .

Creșterea observată de 25-30% a concentrațiilor atmosferice de CO2 în ultimii 200 de ani a cauzat o încălzire a troposferei și o răcire a stratosferei. Au fost multe discuții cu privire la stabilizarea concentrațiilor de CO2 în viitorul apropiat. Unul dintre cei mai importanți factori este totalitatea emissilor cumulate din acest moment și până momentul în care se ajunge la stabilizare.

Cantitatea de CO2 format din arderea combustibilului aeronavelor este determinată de cantitatea totală de carbon conținut de combustibil, deoarece CO2 este un produs final inevitabil al procesului de ardere (cum este apa). Transportul ulterior și prelucrarea acestui CO2 în atmosferă urmează aceleași căi ca și cele ale altor molecule de CO2 emise în atmosferă de la orice fel de sursă.

Astfel, dioxidul de carbon emis de aeronave devine amestecat și imposibil de distins de CO2 din alte surse care folosesc combustibilii fosili, precum și efectele asupra climei sunt aceleași. Rata de creștere a emisiilor de dioxid de carbon este mai rapidă decât rata globală de bază a creșterii economice, astfel încât contribuția aviatică, împreună cu cele ale altor forme de transport cu privire la emisiile totale rezultate din activitățile umane este de natură să crească în următorii ani.

Oxizii de azot

Oxizi de azot (NO și NO2 sunt denumiți împreună ca NOx) sunt prezenți în întreaga atmosferă. Sunt foarte influenti în chimia troposferei si a stratosferei, și sunt importanți în producția de ozon și a proceselor de distrugere. Există o serie de surse (oxidare de N2O, fulgere, arderea combustibililor fosili), a căror contribuție cu privire la concentrațiile de NOx din troposfera superioară nu sunt bine cuantificate.

În toate regiunile, chimia atmosferei este complexă; emisiile de NOx ale avioanelor perturbă reacțiile chimice normale ale atmosferei cu un impact negativ rezultat asupra concentrațiilor de ozon, care diferă în funcție de locație, sezon, și așa mai departe.

În troposfera superioară și stratosfera inferioară, emisiile de NOx ale avioanelor au tendința de a produce cantitati crescute de ozon. Alte componente atmosferice sunt, de asemenea, afectate.

Principale efecte ale emisiile de NOx sunt reducerea duratei de viață a atmsoferei și creșterea concentrației de metan, un alt gaz cu efect de seră. Pe de altă parte, emisiile de NOx la altitudini mai mari (18 km sau mai mari) produse de avioanele supersonice tind să diminueaze stratul de ozon.

Particulele

Deși aceasta acoperă o gamă largă de substanțe conținute în emisiile de gaze ale aeronavelor, compușii de interes sunt aerosolii de sulfat și funinginea.

Aceste particule sunt puternic implicate în formarea norilor cirrus. Aerosoli de sulfat joacă un rol extrem de important în stratosferă, unde se determina cantitatea de NOx, și, prin urmare, modificarea nivelului de sulfat ar avea un efect asupra straturilor de ozon.

Trenele de condensare

În 1992, trenele de de condensare ale aeronavelor au fost estimate a acoperi aproximativ 0,1% din suprafața Pământului . Au o influență negativă deoarece acestea tind să încălzească suprafața Pământului,. Apariția acestora pe cer este preconizată să crească la 0,5% până în 2050 la o rată care este mai rapidă decât rata de creștere a consumului de combustibil în aviație.

Creșterea rapidă este de așteptat pentru că traficul aerian se va accentua în principal în troposfera superioară unde dârele pot apărea ca urmare a îmbunătățirii eficienței consumului de combustibil al aeronavelor.Trenele decondensare sunt generate de condensarea cvasiinstantanee a vaporilor de apădin gazele emise de motoarele cu reactie a avioanelor in contact cu aerul (foarte) rece de la inălțimi mari. Pe viitor efectul negativ al dârelor va depinde de proprietățile tehnologice ale viitoarelor aeronave

Norii cirrus

Cirrus (abreviere Ci) sunt un gen de nori de altitudine mare separați cu aspect fibros în fomă de filamente, bancuri sau benzi albe. Sunt constituiti din cristale de gheață si nu dau precipitații.

Norii cirrus se pot dezvolta și după formarea trenelor de condensare persistente. Creșterea stratului de nori cirrus de (în afara celor formați în urma dârelor) se dovedește ca având aceleași efecte ca și emisiile, asupra atmosferei , acest lucru fiind demonstrate într-un număr limitat de studii. Aproximativ 30% din suprafața Pământului este acoperită cu nori cirrus. În medie, o creștere a acestui strat de nori tinde să se încălzească suprafața Pământului. Un studiu recent arată că formarea norilor cirrus din trenele de condensare a crescut de la 0 % în 1990 până la 0,2% în zilele noastre [33] [34].

Fig. 3.1. Impactul aviației asupra climatului

Zgomotul produs de aeronave, fie ele civile sau militare, are de asemenea un impact negative asupra mediului, reflectându-se mai ales asupra oamenilor care locuiesc în zonele aeroportuare.

Deși zgomotul este un pericol de importanță majoră pentru personalul de suport al aeronavelor, pentru persoanele din jurul aeroportului acesta nu este destul de mare pentru a provoca pierderea auzului.

Zgomotul, în orice caz, produce o varietate de reacții psihologice adverse, printre acestea sunt interferențele de vorbire și perturbarea somnului, ceea ce poate duce la o productivitate redusă pentru o varietate de sarcini legate de învățare și de muncă.

Dovezi pentru alte efecte asupra sănătății ca o consecință direct legată de zgomotul de aviație nu sunt disponibile, dar unele studii sugerează apariția inclusiv a hipertensiunii în la copii. Măsura cea mai răspândită de reacții adverse la persoanele aflate în medii zgomotoase este nervozitatea, o starea care prin definiție se suprapune cu efectele mai sus menționate.

Tabel 3.1. Nivele de z gomot

În industria aviatică, zgomotul a reprezentat o problemă majoră dintotdeauna. Până acum s-au făcut progrese mari în ceea ce privește reducerea acestuia. Ca o medie, aeronavele sunt cu 40% mai silențioase decât erau acum 10 ani și cu 75% de la apariția primelor motoare turboreactoare.

Se estimează ca amprenta de zgomot a fiecărei noi generații de aeronave este cu 15% mai mică decât cea a aeronavei pe care o înlocuiește [38].

În 2013 , Organizația Internațională a Aviației Civile (ICAO), a introdus al patrulea standard de certificare a zgomotului, la Capitolul 14. Cerința este ca zgomotul produs de noile tipuri de aeronave sa fie mai mic cu 7 dB, adică mult mai silențioase decât cele prevăzute în reglementarea anterioară. Scopul acestor standarde ridicate este de a asigura folosirea în continuarea a ultimelor tehnologii cu privire la reducerea zgomotului. ICAO estimează că între anii 1998 și 2004, numărul persoanelor afectate de zgomotul produs de aviație a scăzut cu 35%.

Fig. 3.2. Nivelul de zgomot

Tehnologia a avansat foarte mult, ca urmare au fost făcute îmbunătățiri la dimensiunea paletelor din motor, poziția motorului în aeronavă, proporția aerului care trece prin motor este mult mai mare, toate acestea având o contribuție semnificativă la reducerea zgomotului.

3.3. Tehnologii avansate pentru la reducerea poluării

Companiile General Electric, Pratt and Whitney, Rolls-Royce au pornit în căutarea de noi tehnologii, menite să reducă poluarea de orice fel a motoarelor aeronavelor moderne.

În urma proiectelor numite Greener by design (mai verde prin construcție), sau Clean Sky (un cer mai curat) accentul se pune pe construcția aeronavelor moderne care să aiba un impact ecologic cât mai redus asupra mediului.

Problemele cheie în cadrul acestui raport au fost considerate a fi :

Poluarea fonică.

Calitatea aerului

Schimbările climatice

În anul 2007 Rolls-Royce a pus la dispoziție motorul său Trent 1000 care a venit cu îmbunătățiri semnificative legate de performanțe și protecția mediului:

Reducerea poluării fonice;

Eficientizarea consumului de combustibil cu 10%;

scăderea numărului de piese [39].

Noile motoare Rolls-Royce:

Încorporează cea mai recentă tehnologie la crearea paletelor dispozitivului de admisie;

Asigură scăderea presiunii turbinei cu beneficii demonstrate în operabilitatea motorului și consumul de combustibil;.

Designul Trent 1000 cu aerodinamica 3D ce asigură eficiență înaltă și zgomot redus.

Trent 1000 aduce cu el turații ale motorului scăzute, care reduc consum de combustibil și zgomotul.

Fig. 3.3. Rolls-Royce Trent 1000 [40]

Părțile componente ale motorului cu care s-a efectuat demonstrația au fost construite de diverse firme, Rolls-Royce Germania dezvoltând un compresor de înaltă presiune cu cinci trepte. Rolls-Royce a proiectat și turbina, care are drept caracteristică o micșorare a numărului de pale, în încercarea de a obține scăderea numărului de piese ale compresorului și turbinei cu 25%.

Fiat Avio a avut sarcina de a proiecta o turbină de presiune intermediară cu o eficiență sporită datorită unei etanșări mărite și a profilelor aerodinamice îmbunătățite.

În Spania firma ITP a elaborat o turbină de presiune joasă cu patru trepte și având un număr redus de pale, acest lucru fiind realizat prin combinarea unei turbine de joasă presiune și încărcare mare cu profile aerodinamice îmbunătățite.

Compania Pratt and Whitney a introdus de curând noul motor, numit PW1000G (Figura 3.3.), care a câstigat o atenție deosebită prin performanțele sale unice.

Spre deosebire de motoarele MTR-DF convenționale în care turbina se învârte la aceeași viteză cu dispozitivul de admisie, PW1000G dispune de un reductor în plus care poate reduce vitezele de rotire a celor două componente. Acest lucru asigură o cantitate de aer mai mare cu rată de by-pass de până la 12:1, crescând semnificativ forța de tracțiune. Cu cât rata de by-pass este mai mare, puterea unui motor crește, consumul scade și zgomotul se reduce.

În concluzie, acest motor asigură o putere mai mare cu mai puține părți componente, cu un consum specific de combustibil scăzut, emisii reduse, costuri de mentenanță scăzute și un zgomot specific mai mic [41].

Fig. 3.4. Motorul PW 1000G [42]

4. ANALIZA COMPARATIVĂ A SISTEMELOR DE PROPULSIE MODERNE ÎN CONTEXTUL CERINȚELOR ACTUALE PENTRU PROTECȚIA MEDIULUI

4.1. Noțiuni teoretice

Analiza multi-criterială avansată se poate utiliza cu rezultate de excepție în diverse domenii și situații:

La diferite tipuri de clasamente;

La designul unei creații (tehnice sau de altă natură);

La evaluarea comparativă a mai multor variante de creații (sau obiecte sau subiecți etc. ) și dacă se impune, la selecționarea, pe baza evaluării, a varianetei cele mai bune (variant optimă);

La punerea în ordine valorică, prin prism aunor criterii, a mai multor variante ale aceleiași realizări;

La compararea uneia sau mai multor variante proprii cu variante existente ale unui produs, obiect, metodă etc.

Acest tip de analiză poate servi foarte bine la obținerea a tot felul de clasamente cu subiecți din același domeniu sau din domenii diferite de activitate, contemporani sau nu, în care subiectivismul este înlăturat în mare măsură.

Este foarte important faptul ca analiza multi-criterială este, în raport cu criteriile alese, analiză care dă – în proporție foarte mare – un character obiectiv rezultatelor ei. Aceasta din următoarele motive.

ordinea criteriilor se stabilește comparând fiecare 2 criterii între ele;

se ține cont, printr-o exprimare matematică simplă, că poziția relativă a două criteria poate cunoaște doar 3 situații: un criteriu este mai important decât altul, un criteriu este la fel de important ca celălalt și un criteriu este mai puțin important decât celălalt;

când se analizează comparativ, diversele variante, analiza se face separat, prin prisma fiecărui criteriu.

Analiza multi-criterială are 5 etape:

1. Stabilirea criteriilor

Un criteriu este un punct de vedere clar și bine definit al specialistului în domeniu, prin care acesta (singur sau în echipă) delimitează, individualizează, definește anumite proprietăți, însușiri, caracteristici ce se impugn obiectului analizei.

Trebuie găsite criteriile mai importante ( care bineînțeles sunt mai multe – din această cauză analiza este frecvent denumită multicriterială), care pot duce la o caracterizare pertinent, fără ambiguități.

2. Determinarea ponderii fiecărui criteriu

Această determinare este finalizată prin calcularea unor așa numiți coeficienți de pondere. Ponderea criteriilor se stabilește pe o grilă latină cu 3 valori.

Se alcătuiește un tabel pătratic, având atât pe linii cât și pe coloane, criteriile respective în număr de Ncrt . În acest tabel se compară fiecare criteriu fiecare criteriu cu fiecare, făcându-se pe rând intrarea pe la fiecare linie și ieșirea pe la o fiecare coloană. Când criteriul de pe o linie, comparat cu criteriul de pe o coloană:

este mai important, se atribuie valoarea 1;

este la fel de important, se atribuie valoarea 1/2 = 0,5;

este mai puțin important, se atribuie valoarea 0.

Pe diagonala principal a tabloului pătratic al criteriilor sunt conținute numai valori de 1/2, deoarece un criteriu nu poate fi nici mai important nici mai puțin important decât el insuși.

Suma tuturor punctelor dintr-un asemenea tabel este întotdeauna egală cu jumătate din pătratul numărului de criterii.

Se însumează, pe linie, punctele fiecărui criteriu, stabilindu-i-se astfel nivelul (locul clasării) în raport cu celelalte. Valoarea nivelului coincide deci cu locul ocupat în clasamentul criteriilor. Dacă două (sau mai multe) criterii obțin același număr de puncte, nivelul va avea ca valoare semisuma ( sau dacă sunt mai multe, media aritmetică) locurilor (succesive) respectivelor criterii obțin în clasamentul criteriilor; deci nivelul poate fi și o fracție zecimală. La primul nivel (pe prima poziție se va situa criteriul care a obținut cel mai mare număr de puncte.

Coeficienții de pondere (yi ) se pot calcula cu diferite formule.

S-a ales pentru utilizare practică formula FRISCO (formulă empirică dată de un renumit grup de creație din San Francisco- S.U.A), care a fost recunoscută pe plan mondial ca fiind cea mai performantă și care este mult folosită:

yi = (p+m+Δp+0,5)/(-Δp’+Ncrt/2) (1)

unde:

p este suma punctelor obținute (pe linie) de elementul luat în calcul;

m – numărul criteriilor surclasate de către criteriul luat în calcul;

Δp – diferența dintre punctajul elementului luat în calcul și punctajul elementului de

pe ultimul nivel;

-Δp’ – diferența dintre punctajul elementului luat în calcul și punctajul elementului de

pe primul nivel;

Ncrt – numărul de criterii considerat.

3. Identificarea tuturor variantelor

Prin variante se înteleg subiecți, produse, obiecte, soluții realiste care răspund aceluiași scop, utilizări, calculații etc.

4. Acordarea unei note N

Nota trebuie să fie un număr întreg (maximum nota 10). Ea este denumită și notă de importanță sau notă de contribuție la un criteriu.

Nota se acordă fiecărei variante, conform fiecărui criteriu. Adică se analizează pe rând câte o variantă, prin prisma fiecărui criteriu, până când se epuizează toate variantele.

5. Calcularea produselor dintre notele N și coeficienții de pondere

Acest calcul se efectuează într-un tabel denumit matricea consecințelor. În final se calculează și sumele acestor produse; sumele (valori de obicei unice, asociate fiecărei variante) vor stabili clasamentul final. Pe primul loc se va situa varianta având valoarea sumei cea mai mare. Dacă valorile sumelor rezultă apropiate, înseamnă că variantele respective asigură performanțe apropiate [43].

4.2. Realizarea analizei

Pentru realizarea acestei evaluări comparative a sistemelor de propulsie am folosit analiza multi-criterială avansată.

Caracteristica generală a acestui tip de analiză este accentul pus pe puterea de judecată a decidentului, în vederea stabilirii obiectivelor și criteriilor, estimarea ponderilor relative și parțiale pentru evaluarea contribuției fiecărei alternative la realizarea fiecărui criteriu în parte.

Este foarte important de menționat faptul că analiza multi-criterială, este, în raport cu cerințele stabilite, o analiză care dă un caracter obiectiv rezultatelor, din următoarele considerente:

(ordinea) importanța criteriilor se stabilește (comparându-le pe perechi) prin comparație, utilizând matricea încrucișată;

poziția relativă a două criterii poate cunoaște doar 3 situații (un criteriu este mai important decât celălalt, un criteriu este la fel de important ca celălalt și un criteriu este mai puțin important decât celălalt);

când se analizează comparativ diverse variante, analiza se face separat, prin prisma fiecărui criteriu.

Pentru realizarea acestei analize am ales următoarele criterii:

1. Forța specifică de tracțiune a sistemului de propulsie (F);

2. Zgomotul produs (Z);

3. Consumul specific (C);

4. Costul de fabricație (P);

5. Altitudinea de operare (A).

Etapa a II-a: Determinarea ponderii fiecărui criteriu:

Bibliografie

URL:http://er.jsc.nasa.gov/seh/ANASAGUIDETOENGINES%5B1%5D.pdf [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://istoriiregasite.wordpress.com/2010/04/21/inventii-in-istorie-avionul/avion2/ [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://istoriiregasite.wordpress.com/2010/04/21/inventii-in-istorie-avionul/avion3/ [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://aynstein.blogspot.ro/2008/04/piesele-principale-din-motor.html [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://www.rumaniamilitary.ro/aripi-romanesti-iar-8081-pasarile-romanesti-de-prada-din-ww-ii [data vizitării: 7 decembrie 2014]

URL:http://www.militaryaircraft.de/pictures/military/aircraft/Me-262/Me-262.html [data vizitării: 7 decembrie 2014]

Thomas A. Ward. (2010). Aerospace Propulsion Systems. England: Wiley

URL:http://ro.wikipedia.org/wiki/Turbin%C4%83_cu_gaze [data vizitării: 9 decembrie2014]

V. Ciobotea. (1971). Teoria motoarelor de avion. București. Academia Militară.

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-030-DFRC.html#.U8Gcjvl_tCp [data vizitării: 23 ianuarie 2014]

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-040-DFRC.html#.U8GdVPl_tCp [data vizitării: 24 ianuarie 2014]

Klaus Hünecke. (2012). Jet Engines. India: Replica Press.

Sava Ciobanu, Mihai Stoicescu, Ionel Lazăr. (1987). Construcția motoarelor pentru aeronave militare. București: Academia Militară

URL:http://beheader69.wordpress.com/2010/09/04/teoria-si-constructia-sistemelor-de-propulsie/ [data vizitării: 27 ianuarie 2014]

Klaus Hünecke. (2012). Jet Engines. India: Replica Press.

I. Manole. (1977). Soluții constructive de turbomotoare de aviație. București: Academia Militară.

E. A. Boskharone. (2006). Principles of Turbomachinery in Air-Breathing, Cambridge: Cambridge University Press.

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-068-DFRC. html#. U8Gml _l _tCo [data vizitării: 4 februarie 2014]

URL:http://www.solarimpulse.com/en/#.U8GmZfl_tCo [data vizitării: 5 februarie 2014]

URL:http://www.aerospaceweb.org/question/planes/q0275.shtml [data vizitării: 13 februarie 2014]

URL:http://www.nasa.gov/centers/glenn/about/fs21grc.html [data vizitării: 17 februarie 2014]

URL:http://www.grc.nasa.gov/WWW/ion/ [data vizitării: 17 februarie 2014]

V. Ciobotea. (1970). Teoria mașinilor cu palete. București. Academia Militară

V. Stanciu, M Boșcoianu. (2011). Sisteme de propulsie pentru aeronavele militare. Brașov: Academia Forțelor Aeriene „Henri Coandă”.

I. Manole. (1977). Soluții constructive de turbomotoare de aviație. București: Academia Militară.

S. Farokhi. (2009). Aircraft Propulsion. SUA: Wiley.

E. A. Boskharone. (2006). Principles of Turbomachinery in Air-Breathing, Cambridge: Cambridge University Press

URL:http://www.grida.no/publications/other/ipcc_sr/?src=/climate/ipcc/aviation/index.html [data vizitării: 6 aprilie 2014]

URL:http://europa.eu/rapid/press-release_IP-06-1862_en.htm [data vizitării: 10 aprilie 2014]

URL:http://www.southampton.ac.uk/~jps7/D8%20website/future%20trends%20in%20aircraft%20costs.pdf [data vizitării: 14 aprilie 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/noise.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/climate-change.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/aircraft-engine-emissions.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.dtic.mil/docs/citations/ADA091005 [data vizitării: 3 mai 2014]

URL:http://ec.europa.eu/clima/policies/transport/aviation/index_en.htm [data vizitării: 8 mai 2014]

URL:http://www.ipcc-nggip.iges.or.jp/public/gp/bgp/2_5_Aircraft.pdf [data vizitării:15 mai 2014]

URL:http://stopstanstedexpansion.com/documents/Aviation_Emissions_&_Offsets.pdf [data vizitării: 18 mai 2014]

URL:http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/apl/noise_emissions/airport_aircraft_noise_issues/ [data vizitării: 21 mai 2014]

URL:http://www.rolls-royce.com/civil/products/largeaircraft/trent_1000/ [data vizitării: 24 mai 2014]

URL: http://www.aerospace-technology.com/features/feature2019/feature2019-4.html [data vizitării:25 mai 2014]

URL:http://airinsight.com/2012/10/02/airinsight-technical-analysis-the-core-of-the- URL:pw1000g-geared-turbo-fan/ [data vizitării: 06 iunie 2014]

URL:http://www.arabaviation.com/countrybriefs/qatar/qatarairways/tabid/114/ctl/detail/mid/837/itemid/368/language/en-us/qatar-airways-selects-pratt–whitney-pw1100g-jm-engines-for-the-ordered-a32neo.aspx [data vizitării: 06 iunie 2014]

URL:http://www.unitbv.ro/Portals/31/Scoala%20DOctorala/Creativitate_si_Inventica.pdf [data vizitării: 27 iunie 2014]

Bibliografie

URL:http://er.jsc.nasa.gov/seh/ANASAGUIDETOENGINES%5B1%5D.pdf [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://istoriiregasite.wordpress.com/2010/04/21/inventii-in-istorie-avionul/avion2/ [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://istoriiregasite.wordpress.com/2010/04/21/inventii-in-istorie-avionul/avion3/ [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://aynstein.blogspot.ro/2008/04/piesele-principale-din-motor.html [data vizitării: 19 noiembrie 2014]

URL:http://www.rumaniamilitary.ro/aripi-romanesti-iar-8081-pasarile-romanesti-de-prada-din-ww-ii [data vizitării: 7 decembrie 2014]

URL:http://www.militaryaircraft.de/pictures/military/aircraft/Me-262/Me-262.html [data vizitării: 7 decembrie 2014]

Thomas A. Ward. (2010). Aerospace Propulsion Systems. England: Wiley

URL:http://ro.wikipedia.org/wiki/Turbin%C4%83_cu_gaze [data vizitării: 9 decembrie2014]

V. Ciobotea. (1971). Teoria motoarelor de avion. București. Academia Militară.

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-030-DFRC.html#.U8Gcjvl_tCp [data vizitării: 23 ianuarie 2014]

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-040-DFRC.html#.U8GdVPl_tCp [data vizitării: 24 ianuarie 2014]

Klaus Hünecke. (2012). Jet Engines. India: Replica Press.

Sava Ciobanu, Mihai Stoicescu, Ionel Lazăr. (1987). Construcția motoarelor pentru aeronave militare. București: Academia Militară

URL:http://beheader69.wordpress.com/2010/09/04/teoria-si-constructia-sistemelor-de-propulsie/ [data vizitării: 27 ianuarie 2014]

Klaus Hünecke. (2012). Jet Engines. India: Replica Press.

I. Manole. (1977). Soluții constructive de turbomotoare de aviație. București: Academia Militară.

E. A. Boskharone. (2006). Principles of Turbomachinery in Air-Breathing, Cambridge: Cambridge University Press.

URL:http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-068-DFRC. html#. U8Gml _l _tCo [data vizitării: 4 februarie 2014]

URL:http://www.solarimpulse.com/en/#.U8GmZfl_tCo [data vizitării: 5 februarie 2014]

URL:http://www.aerospaceweb.org/question/planes/q0275.shtml [data vizitării: 13 februarie 2014]

URL:http://www.nasa.gov/centers/glenn/about/fs21grc.html [data vizitării: 17 februarie 2014]

URL:http://www.grc.nasa.gov/WWW/ion/ [data vizitării: 17 februarie 2014]

V. Ciobotea. (1970). Teoria mașinilor cu palete. București. Academia Militară

V. Stanciu, M Boșcoianu. (2011). Sisteme de propulsie pentru aeronavele militare. Brașov: Academia Forțelor Aeriene „Henri Coandă”.

I. Manole. (1977). Soluții constructive de turbomotoare de aviație. București: Academia Militară.

S. Farokhi. (2009). Aircraft Propulsion. SUA: Wiley.

E. A. Boskharone. (2006). Principles of Turbomachinery in Air-Breathing, Cambridge: Cambridge University Press

URL:http://www.grida.no/publications/other/ipcc_sr/?src=/climate/ipcc/aviation/index.html [data vizitării: 6 aprilie 2014]

URL:http://europa.eu/rapid/press-release_IP-06-1862_en.htm [data vizitării: 10 aprilie 2014]

URL:http://www.southampton.ac.uk/~jps7/D8%20website/future%20trends%20in%20aircraft%20costs.pdf [data vizitării: 14 aprilie 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/noise.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/climate-change.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/aircraft-engine-emissions.aspx [data vizitării: 03 mai 2014]

URL:http://www.dtic.mil/docs/citations/ADA091005 [data vizitării: 3 mai 2014]

URL:http://ec.europa.eu/clima/policies/transport/aviation/index_en.htm [data vizitării: 8 mai 2014]

URL:http://www.ipcc-nggip.iges.or.jp/public/gp/bgp/2_5_Aircraft.pdf [data vizitării:15 mai 2014]

URL:http://stopstanstedexpansion.com/documents/Aviation_Emissions_&_Offsets.pdf [data vizitării: 18 mai 2014]

URL:http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/apl/noise_emissions/airport_aircraft_noise_issues/ [data vizitării: 21 mai 2014]

URL:http://www.rolls-royce.com/civil/products/largeaircraft/trent_1000/ [data vizitării: 24 mai 2014]

URL: http://www.aerospace-technology.com/features/feature2019/feature2019-4.html [data vizitării:25 mai 2014]

URL:http://airinsight.com/2012/10/02/airinsight-technical-analysis-the-core-of-the- URL:pw1000g-geared-turbo-fan/ [data vizitării: 06 iunie 2014]

URL:http://www.arabaviation.com/countrybriefs/qatar/qatarairways/tabid/114/ctl/detail/mid/837/itemid/368/language/en-us/qatar-airways-selects-pratt–whitney-pw1100g-jm-engines-for-the-ordered-a32neo.aspx [data vizitării: 06 iunie 2014]

URL:http://www.unitbv.ro/Portals/31/Scoala%20DOctorala/Creativitate_si_Inventica.pdf [data vizitării: 27 iunie 2014]