Istoria Propulsiei Aeronautice

CUPRINS

Introducere

1. ISTORIA PROPULSIEI AERONAUTICE

2. CLASIFICAREA SISTEMELOR DE PROPULSIE PENTRU AVIAȚIE

2.1. Elementele specifice ale sistemului de propulsie

2.2. Motoare cu tracțiune prin elice

2.2.1. Motoare cu piston și elice

2.2.1.1. Motor cu cilindrii în linie

2.2.1.2. Motor cu cilindrii în V

2.2.1.3. Motor cu cilindrii opuși

2.2.1.4. Motor cu cilindrii în stea

2.2.1.5. Motor rotativ

2.2.2. Motor cu elice cu reacție

2.3. Motoare cu tracțiune prin reacție

2.3.1. Motoare aeroreactoare cu compresor

2.3.1.1. Motor turboreactor simplu flux

2.3.1.2. Motor motoreactor

2.3.2. Motoare aeroreactoare fără compresor

2.3.2.1. Motor statoreactor

2.3.2.2. Motor pulsoreactor

2.3.3. Motoare rachetă

2.4. Motoare cu tracțiune combinată

2.4.1. Motor turboreactor dublu flux

2.4.2. Motor turbopropulsor

3. ANALIZA COMPARATIVĂ A PERFORMANȚELOR MOTOARELOR TURBOREACTOARE

3.1. Calculul randamentelor sistemelor de propulsie

3.1.1. Randamentul termic

3.1.2. Randamentul de propulsie

3.1.3. Randamentul global

3.2. Analiza performanțelor motorului turboreactor simplu flux

3.2.1. Forța specifică de tracțiune

3.2.2. Consumul specific de combustibil

3.3. Analiza performanțelor motorului turboreactor dublu flux – separat

3.3.1. Forța specifică de tractiune

3.3.2. Consumul specific de combustibil

3.4. Analiza performanțelor motorului turboreactor dublu flux – amestecat

3.4.1. Forța specifică de tracțiune

3.4.2. Consumul specific de combustibil

3.5. Influența paremetrilor principali ai motorului asupra caracteristicilor de masă ale sistemelor de propulsie

3.5.1. Calculul masei motorului

3.6. Analiza comparativă a performanțelor motoarelor turboreactoare – Studiu de caz 1

4. ANALIZA COMPARATIVĂ A PERFORMANȚELOR MOTOARELOR TURBOPROPULSOARE DIN DOTAREA ELICOPTERELOR M.Ap.N. ȘI M.A.I.

4.1. Motorul Artouste III B

4.2. Motorul Turbomeca Arrius 2B2

4.3. Motorul Turbomeca Turmo IV C

4.4. Motorul Klimov TV3-117

4.5. Analiza comparativă a performanțelor motoarelor turbopropulsoare din dotarea elicopterelor MapN și MAI – Studiu de caz 2

4.6 Tendințe și orientări de dezvoltare a sistemelor de propulsie

4.6.1. Motorul diesel ca alternativă la motorul turbopropulsor pentru elicoptere, dezvoltat de Centrul European de Cercetare

5. CONCUZII

Bibliografie

Anexa 1

Anexa 2

INTRODUCERE

Dorința oamenilor de a zbura s-a manifestat înca din secolul IX cand Abbas lbn Firnas a încercat să zboare pentru prima oară cu un planor. Visul lui Leonardo da Vinci de a zbura în secolul XV s-a regăsit în câteva proiecte, dar el nu a încercat niciodată să le puna în aplicare. Abia la sfârșitul secolului XVIII în Europa industrializată au apărut primele încercări serioase de a zbura începând cu baloanele cu aer cald în 1783, continuând cu pionierul Otto Liliental în 1891 care a fost primul om care a avut mai multe încercări reușite de a zbura cu un planor nemotorizat și în final în 1903 frații Wright care au reușit pentru prima oară în istorie să ridice de la sol un aparat de zbor motorizat mai greu decât aerul.

Încă de la începuturile zborului motorizat, principala problemă a arhitecților a fost greutatea foarte mare a motoarelor. Din această cauză trebuia inventat un motor care să vină cu un raport greutate-putere echilibrat, astfel încât să poată ridica de la sol un aparat de zbor plus pasagerii aferenți. De aceea, până la apariția motorului cu piston în 4 timpi (motorul Otto) în 1876, acest lucru era practic imposibil pentru că motoarele cu abur erau foarte mari și grele și nu aveau suficientă putere pentru a ridica un aparat de zbor. În următorii 10 ani, 30.000 de astfel de motoare au fost vândute, ele fiind o alternativă excelentă la bătânul și greoiul motor cu aburi.

Motoarele de aviație cu piston au cunoscut o dezvoltare foarte mare, dar cu toate acestea ele nu puteau asigura zboruri comerciale la viteze și înățimi mari. Nici un avion cu piston nu a depașit niciodată viteza sunetului (1225 km/h). De aceea motoarele cu piston au fost înlocuite când a aparut motorul cu turbină care este net superior din punct de vedere al performanțelor.

Motorul cu turbină cunoscut în aviație sub denumirea de motor cu reacție a apărut în prima jumătate a secolului XX. Au existat mai mulți pionieri ai motorului cu reacție printre care englezul Frank Whittle (1930 Gloster Model E28/39, viteză 370 mph), germanii Hans von Ohain și Max Hahn (avionul de luptă ME262, viteză 500 mph), italianul Secundo Campiri (Caproni-Campiri CC-2, viteză doar 205 mph) și nu în ultimul rând Henri Coandă care cu sprijinul inginerului Gustave Eiffel și savantului Paul Painlevé, care l-au ajutat să obțină aprobările necesare, Henri Coandă a efectuat experimentele aerodinamice și a construit în atelierul lui Joachim Caproni, primul avion cu propulsie reactivă (de fapt un avion cu reacție, fără elice, numit conventional Coanda I) pe care l-a prezentat la al doilea Salon Internațional Aeronautic de la Paris (1910).

Apariția unor motoare cu turbină mai bune, în timpul și după Primul Război Mondial, a rezolvat problema unei surse adecvate de propulsie. Acestea erau preferate, în defavoarea motoarelor cu piston, deoarece îmbunătățeau substanțial preformanțele aeronavelor, grație raportului mare putere/greutate. Motoarele cu turbină au cunoscut în timp o dezvoltare tot mai mare, devenind sursa standard, de putere, pentru multe dintre aeronavele din ziua de azi.

1. ISTORIA PROPULSIEI AERONAUTICE

De-a lungul timpului evoluția aeronavelor a întampinat câteva probleme fundamentale, printre care una foarte importantă a fost găsirea unui surse de propulsie adecvate, adică un motor cu o greutate relativ scăzută dar cu o forță de propulsie care să poată ridica aeronava de la sol, pilotul și încărcătura. Această problemă a fost depașită abia în secolul XX, când au apărut motoarele cu combustie internă. Motorul cu arburi nu a fost niciodată un concept valabil pentru vre-un tip de aeronava. La început motoarele erau confecționate din fier și erau foarte greoaie. Aluminiul nu a fost disponibil în comerț decât din anul 1890 și era extrem de scump, el a fost folosit în construcția motorului abia în anul 1915.

Prin 1680, după ce a studiat îndelung zborul păsărilor, fiziologul și fizicianul italian Giovanni Borelli a conchis că omul nu poate zbura prin mijloace proprii. De aceea, mulți au gândit apoi, după senzaționala invenție a fraților Montgolfier, că soluția zborului uman o constituie aparatele mai ușoare decât aerul.

Dar, când a apărut ideea înlocuirii forței musculare printr-o mașină, au apărut partizanii unor aparate de zbor mai grele decât aerul.

Cel mai important reprezentant al acestei orientări a fost un englez cu o remarcabilă viziune, George Cayley. În cartea „Despre navigația aeriană” (1809), el a enunțat principiul funcționării avionului (o suprafață portantă suportă o greutate, înfrângând rezistența aerului printr-o forță motrice) și i-a descris componentele principale, inclusiv elicea. În 1804 a construit o machetă, iar, din 1809, mai multe planoare, dar n-a avut la dispoziție un motor suficient de ușor.

În ciuda inovațiilor sale remarcabile, Cayley a fost împiedicat să progreseze din cauza tehnologiei timpurilor în care trăia. Singura sursă de acționare mecanică disponibilă atunci, motorul cu abur, s-a dovedit nepotrivită aplicațiilor aeronautice.

Folosit pe scară largă în anii 1800, motorul cu abur a revoluționat designul navelor și a făcut posibilă apariția căii ferate, numai că navele și locomotivele nu trebuia să se ridice în aer. Motoarele cu abur erau masive și grele, mult prea grele pentru puterea produsă, și necesitau cantități considerabile de lemn sau carbune pentru alimentare și apă pentru producerea aburului.

Cu toate acestea, modelele de planoare ale lui Cayley n-au trecut neobservate. Mulți i-au studiat și i-au copiat realizările, iar planoarele sunt încă folosite în prezent, înregistrându-se zboruri pe distanțe și de durate impresionante.

Cercetările lui Cayley au fost continuate de admiratorul său, William Henson. Asociatul lui, inginerul John Stringfellow, a construit, la scară redusă , „mașina aeriană cu abur”, care, în 1848, a efectuat coborâri în zbor planat, greutatea motorului nepermițându-i, din păcate, să câștige altitudine, ci doar să prelungească alunecarea.

În cea de-a doua jumătate a secolului al XIX-lea au activat doi dintre principalii pionieri ai zborului.

Fig.1.1. Otto Lilienthal

Prima contribuție științifică importantă i-a aparținut inginerului german Otto Lilienthal (Figura 1.1.). El a studiat îndelung zborul păsărilor, consemnând rezultatele observațiilor în lucrarea „Zborul păsărilor ca bază a aviației”. Lilienthal a construit și a pilotat numeroase planoare în diferite experimente și a încorporat în designul avionului său un mic motor cu benzină. Efectuase deja numeroase zboruri când, în 1896, s-a rănit mortal căzând de la 15 metri înălțime.

În aceeași perioadă, englezul de origine americană Hiram Stevens Maxim a construit, în 1894, un biplan acționat de puterea aburilor. Avionul avea două motoare și două elice și a reușit să se ridice de la sol. În ciuda debutului promițător, Maxim a renunțat în mod inexplicabil să-și continue munca la acest proiect.

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 1.2.).

Fig. 1.2. Zborul fraților Wright

Orville și Wilbur Wright, doi frați din Dayton, Ohio (SUA), sunt recunoscuți fără echivoc de către toți istoricii aeronauticii drept inventatorii primului avion funcțional.

Frații Wright au pus la punct un aparat caracterizat prin stabilitatea aripilor, pe care le-au alungit, diminuându-le curbura și prevăzându-le cu o comandă ce permitea deformarea lor (când planorul se înclina într-o parte, pilotul îl redresa aplecându-și corpul în partea opusă, pentru a evita căderea; prin deformare, vârful aripii se ridică în partea spre care se apleacă aparatul și coboară în cealaltă parte, ceea ce produce inversarea mișcării de înclinare). Odată construit un aparat stabil, frații Wright s-au ocupat de propulsie, realizând un motor cu explozie, ușor (83 kg și 13 CP), de care aveau nevoie. În sfârșit, au construit și o elice deosebit de eficientă pentru acea dată (aparatul avea două elice, contrarotative, puse în mișcare de pinioane și de lanțuri de bicicletă).

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 ere noi în istoria aeronauticii.

Fig. 1.3. Aeronava cu motor cu piston și elice –Traian Vuia

În 1910 apare prima aeronavă cu motor cu reacție: aparatul conceput de Henri Coandă. În data de 16 decembrie 1910 are loc primul zbor aibă o persoană la bord. Acest lucru a fost înfăptuit de frații Wright (Figura 1.2.).

Fig. 1.2. Zborul fraților Wright

Orville și Wilbur Wright, doi frați din Dayton, Ohio (SUA), sunt recunoscuți fără echivoc de către toți istoricii aeronauticii drept inventatorii primului avion funcțional.

Frații Wright au pus la punct un aparat caracterizat prin stabilitatea aripilor, pe care le-au alungit, diminuându-le curbura și prevăzându-le cu o comandă ce permitea deformarea lor (când planorul se înclina într-o parte, pilotul îl redresa aplecându-și corpul în partea opusă, pentru a evita căderea; prin deformare, vârful aripii se ridică în partea spre care se apleacă aparatul și coboară în cealaltă parte, ceea ce produce inversarea mișcării de înclinare). Odată construit un aparat stabil, frații Wright s-au ocupat de propulsie, realizând un motor cu explozie, ușor (83 kg și 13 CP), de care aveau nevoie. În sfârșit, au construit și o elice deosebit de eficientă pentru acea dată (aparatul avea două elice, contrarotative, puse în mișcare de pinioane și de lanțuri de bicicletă).

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 ere noi în istoria aeronauticii.

Fig. 1.3. Aeronava cu motor cu piston și elice –Traian Vuia

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. 1.4. 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.

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

În Anglia în 1929 Sir Frank White realizează primul proiect de motor turbopropulsor cu compresor axial. Realizează primul compresor axial în 1936 pe care îl pune în funcțiune în 1940 (Vickers – Metrovik). Propune în 1929 utilizarea turbinei cu gaze. Înaintează primul brevet de motor turboreactor în 1930. Motorul, ce dispunea de un compresor centrifugal, e încercat la bancul de probă în 1937.

Contribuțiile școlii germane sunt reprezentate de Walst von Oheim care propune în 1936 utilizarea turbinei cu gaze. Propune și realizează primul motor turboreactor cu compresor centrifugal în 1936. Forța de reacție obținută era de F=4100N.

În 1937 Sauson realizează primul motor turboreactor care avea o forță de 1000N

Primele avioane cu motoare cu reacție 1940-1950

În Anglia este realizat avionul Gloster E 28,29, care avea un motor White cu o forță de reacție de 7700N. Primul zbor are loc în data de 15 mai 1941, iar în iulie 1944, avionul va intra în serviciu.

În Germania este realizat avionul Heinkel 178. Primul zbor are loc în august 1939.

În Franța este realizat în 1948 primul motor turboreactor (Snecma), iar în 1950, primul motor turbopropulsor.

Începuturile producției avioanelor militare cu motoare turboreactoare.

În Anglia avionul Gloster Meteor zboară pentru prima oară în 1943 și intră în serviciul operativ în 1944.

În Germania avionul bimotor reactiv Messerschmidt Me 262 zboară pentru prima oară în 1941 și intră în serviciu în 1944. Me 262 are două motoare turboreactoare Dumont de 8500N fiecare.

În Anglia este realizat în 1948 avionul Vickers Viscount 630 care avea motoare turbopropulsoare Rolls-Royce Trent.

Primul avion cu motor turboreactor este Comet I. Zboară pentru prima oară în 1949 și intră în serviciu în 1952. Este scos în același an din serviciu din cauza problemelor cauzate de fuselaj. În 1958 apare Comet IV.

În Franța în 1955 Avionul Caravelle zboară pentru prima oară. Va intra în serviciu în 1959. Avionul are motoare Rolls-Royce Avon.

În S.U.A. aparatul Boeing 707, primul avion de transport civil care are motoare cu reacție, realizează primul zbor în 1954. Întră în serviciu în 1958.

În U.R.S.S. avionul Tupolev 104 realizează primul zbor în 1955. Întră în serviciu în 1956. Aparatul are motoare turboreactoare.

În 1958 este prezentat la Paris primul motor turboreactor dublu flux, Rolls-Royce Conway.

Pâna în zilele noastre design-ul acestor motoare a rămas în mare parte același doar aducânduli-se mici modificări, pentru a le mării performanțele.

2. CLASIFICAREA SISTEMELOR DE PROPULSIE PENTRU AVIAȚIE

Sistemele de propulsie aeriană se pot clasifica după mai multe criterii și anume:

Din punct de vedere al combustibilului utilizat, motoarele se clasifică în motoare cu combustibil chimic și motoare cu combustibil neconvențional (Figura 2.1.)

Fig. 2.1. Clasificare motoare

După modul prin care își asigură carburantul: din surse proprii sau din atmosfera înconjurătoare (Figura 2.2.)

Fig. 2.2. Clasificare motoare

O altă clasificare a motoarelor de aviație este după modul de realizare a forței de tracțiune: prin elice, reacție sau prin tracțiune combinată (Figura 2.3.)

Fig. 2.3. Clasificare motoare

În cele ce urmează voi prezenta pe scurt princialele tipuri de sisteme de propulsie utilizate în aviație, indiferent de gradul de utilizare la care se află în acest moment. Descrierea și procesul de funcționare ale acestor motoare vor fi prezentate sumar în acest capitol, și voi relua, analizând și comparând, în capitolele următoare, soluțiile mai importande de motoare.

2.1. Elementele specifice ale sistemului de propulsie

Sistemul de propulsie este agregatul energetic care transforma energia potențială, depozitată sau inmagazinata sub formă de combustibil (gazos, lichid, solid, electric, nuclear), in lucru mecanic furnizat la un arbore si/sau imprimat fluidului de lucru.

Sistemul de propulsie este alcătuit din:

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:

1. Sisteme de propulsie care își procură fluidul de lucru din mediul înconjurător, care se numesc sisteme de propulsie aeriene.

2. 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 cunosc trei forme de energie:

1. energia termică

2. energia electrică

3. energia electro-termică

1. energia termică se poate realiza în trei moduri:

• prin reacții chimice de ardere (arderea combustibililor)

• prin reacții nucleare (de fuziune sau de fisiune)

• prin captarea energiei termice solare

2. energia electrică se poate obține în două moduri:

• cu ajutorul câmpurilor electrostatice

• cu ajutorul câmpurilor electromagnetice

3. 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:

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

b. surse de energie rotative (ex. turbina)

Toate sistemele de propulsie care au o sursă de energie alternativă primesc în denumire grupul de litere "moto", iar cele care au în componență o sursă de energie rotativă primesc în denumire grupul de litere "turbo".

Indiferent dacă sistemele sunt moto sau turbo, fluidul de lucru suferă în timpul 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, sursa de energie se împarte în:

• surse de energie cu comprimare mecanică

• surse de energie 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 indus în care acesta se află. Compresoarele volumice realizează grade mari de comprimare (ex. ~100), iar debitele de aer realizate sunt pulsatorii și mici. Din aceste motive compresoarele volumice sunt mai puțin folosite în prezent.

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

În funcție de direcția câmpului de forțe, compresoarele cinetice se împart în două tipuri (Figura 2.4.): 1. centrifugale (radiale)

2. axiale (aerodinamice)

Fig. 2.4. Compresor axial și centrifugal

Aceste forțe sunt create cu ajutorul rețelelor de palete, care pot fi fixe sau mobile.

Comprimarea dinamică se realizează prin frânarea fluidului de la o viteză în general supersonică, la o viteză subsonică. Acest lucru se realizează în tunele profilate corespunzător regimului de curgere și care se numesc difuzoare.

Difuzoarele reprezintă o categorie de dispozitive de admisie.

Arderea se poate realiza în două moduri:

a. la volum constant (V=ct.)

b. la presiune constantă(P=ct.)

Arderea la volum constant este un proces nestaționar, parametrii arderii variind în timp. Procesul este însă pulsatoriu (ciclic).

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

Arderea la presiune constantă este un proces 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.

Se cunosc în prezent două tipuri de instalații de propulsie:

1. elicea

2. 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. De regulă forța de propulsie a elicii 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. Din acest motiv 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 ajutajele geometrice, masice, termice.

Sursa de energie și instalația de propulsie reprezintă instalația de forță a sistemului.

2.2. Motoare cu tracțiune prin elice

2.2.1. Motoare cu piston și tracțiune prin elice

Motopropulsorul sau motorul cu piston reprezintă un sistem de propulsie aeriană cu comprimare mecanică ce are în componență un motor cu ardere internă cu piston și una sau mai multe elici, fluidul de propulsie fiind aerul. Acest motor transformă energia chimică a combustibilului prin intermediul arderii, în interiorul motorului, 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 (Figura 2.5.).

Timpul 1, admisia: se deschide supapa de admisie, iar în timp ce pistonul se deplasează înspre punctul mort inferior, în cilindru este absorbit amestecul de vapori de benzină și aer (realizat în carburator) datorită depresiunii formate.

Timpul 2, 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 comprimă amestecul din cilindru.

Timpul 3, arderea: la sfârșitul compresiei, când pistonul a ajuns la punctul mort superior și ambele supape sunt închise, se produce o scânteie electrică dată de bujie. 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 detenta. Acum este singurul moment când se produce lucru mecanic.

Timpul 4, 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.

Fig. 2.5. Timpii de funcționare ai motorului cu piston

Căldura introdusă în ciclul care se efectuează în cilindrii motorului se obține prin arderea combustibilului, de obicei un combustibil lichid ca: 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. Combustibilul care în amestec cu aerul este ars se cheama carburant iar amestecul dintre carburant si aer se numeste amestec carburant. Majoritatea acestor produse se prezintă sub formă gazoasă. Pentru o ardere completă se asigură combustibilului o cantitate de oxigen dozată astfel încât să producă oxidarea integrală a elementelor sale componente.

Motorul motopropulsor a apărut după motorul rachetă. Acest tip de motor echipează avioane mici (sau avioane speciale).

Puterile realizate sunt în intervalul P=50-500(800)KW.

Consumul de combustibil este de circa c=0.2-0.3kg/kWh.

Din punct de vedere tehnologic reprezintă una dintre cele mai complexe soluții constructive este des folosit în prezent și se va utiliza și în viitor.

2.2.1.1. Motorul cu cilindrii în linie

Acest tip de motor are cilindrii dispuși în linie pe un rând. De obicei numărul cilindrilor este par, dar există cazuri și cu trei sau cinci cilindrii. 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.

Motorul poate fi răcit cu aer sau cu lichid de răcire, dar cel mai frecvent este cu lichid, deoarece este destul de dificil de obtinut un flux de aer direct care să răcească și cilindrii din spate. Aceste motoare au fost foarte utilizate la începuturile aviației, inclusiv în zborul fraților Wright, o aeronavă cu motor de 12 cai putere cu patru cilindrii și răcire cu apă, având o greutate de 110 kg, care a realizat primul zbor controlat la 17 decembrie 1903. Cu toate acestea dezavantajele motorului cu cilindrii în linie au devenit evidente iar costructia lui a fost abandonată, devenind o raritate în aviația modernă.

Un exemplu de astfel de motor este Ranger L-440 cu 6 pistoane în linie inversat, răcit cu aer (Figura 2.6.), care echipa avionul American Fairchild PT-19 produs începând cu anul 1940 și utilizat în al II-lea razboi mondial.

Fig. 2.6. Motorul Ranger L-440

Un alt exemplu de motor cu 6 pistoane în linie, neinversat, cu răcire cu lichid este Junkers Jumo 210 (Anexa 1, figura 2.7.) care echipa avionul Messerschmitt BF 109 (Anexa 1, Figura 2.8.), produs începând cu anul 1931 în colaborare cu BMW.

2.2.1.2. Motorul cu cilindrii în V

Cilindrii acestui motor sunt dispuși pe două linii, de obicei înclinați cu 60-90 de grade unii față de alții și având același arbore cotit comun. Marea majoritate a motoarelor în V sunt răcite cu apă. Design-ul în V 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. Probabil că cel mai faimos exemplu al acestui tip de motor este legendarul Rolls-Royce Merlin PV-12 (Figura 2.9.) de 27 de litrii cu un unghi de 60 de grade între cilindrii.

Fig. 2.9. Motorul Rolls-Royce Merlin PV-12

A fost fabricat în anul 1933 în Marea Britanie era răcit cu lichid avea 1100 cai putere și echipa, printre altele, avionul Supermarine Spitfire Mk (Anexa 1, Figura 2.10.) care a avut un rol major în lupta pentru Marea Britanie.

Alt exemplu de motor în V este Allison V-1710 un motor de origine Americană sub licență General Motors V-12 racit cu lichid de 1000 cai putere. Primul model a fost fabricat în 1930 si echipa avionul American P-51 Mustang.

2.2.1.3. Motorul cu cilindrii opuși

Un motor cu cilindrii opuși sau orizontali, care se mai numește de asemenea și motor plat sau boxer, are două linii de cilindrii pe laturile opuse ale unui cartel central. Motorul 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 acest motor reduce drastic vibrațiile prin eliminarea inerției pistoanelor, contrar motoarelor în linie sau în V unde pistoanele lucreaza unul împotiva celuilalt. Rezultatul este un răspuns instantaneu pe întreaga plajă de turații. Acest motor boxer, de obicei cu patru sau șase cilindrii și răcit cu aer este cel mai frecvent utilizat pe avioanele din aviația ușoară care necesită o putere de până la 400 cai putere la un motor. Aeronavele care necesită o putere mai mare de 400 cai putere la un motor tind să fie echipate cu motoare cu turbină.

Un motor cunoscut cu cilindrii opuși este Lycoming AEIO-540 (Figura 2.11.) cu șase cilindrii de capacitate 1375 ce dezvoltă între 230 și 350 cai putere. A fost utilizat pentru prima dată în anul 1957 și echipează avioane precum: Cessna 182 Skylane, Extra EA300, dar și un numar mare de elicoptere printre care: Robinson R22 sau R44.

Fig.2.11. Motorul Lycoming AEIO-540

A fost utilizat pentru prima dată în anul 1957 și echipează avioane precum: Cessna 182 Skylane, Extra EA300, dar și un numar mare de elicoptere printre care: Robinson R22 sau R44 (Figura 2.12.).

Fig. 2.12. Cessna 182 și Robinson R22

2.2.1.4. Motorul cu cilindrii în stea

Acet tip de motor are unu sau mai multe rânduri de cilindrii dispuși în jurul unui cartel central. Fiecare rând are, de obicei, un număr impar de cilindrii pentru a asigura o bună funționare. Un motor radial are doar o manivelă pe fiecare rand, deci un cartel relativ mic, rezultând un favorabil raport putere-greutate. Datorita 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 cartel, pot colecta uleiul când motorul este oprit, chiar și pentru o perioadă îndelungată de timp. Dacă acest ulei nu este eliminat din cilindrii înainte de pornirea motorului, pot rezulta deteriorări serioase 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 unele motoare mai timpurii, denumite uneori semi-radiale sau cu configurație de ventilator, au avut o dispunere total neuniformă a cilindrilor.

Cel mai cunoscut motor de acest tip este motorul Anzani, montat pe Bleriot XI, aeronava ce a traversat pentru prima oară în zbor Canalul Mânecii în anul 1909. Acest tip de aranjament dejavantaja prin faptul că avea nevoie de o contragreutate pentru arborele cotit, dar care a fost folosit pentru a împiedica uleiul sa urce la bujii. În design-ul aeronavelor militare, zona frontală mare a motorului acționează și ca un strat

suplimentar 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, zona frontală mare a dus la proiectarea aeronavelor cu aerodinamicitate scăzută.

Motorul românesc IAR K14 (Figura 2.13.) este un astfel de motor, în stea cu 14 cilindrii, dispusi pe două rânduri. Primul motor a ieșit din fabrică în anul 1937 și echipa avionu IAR P.24E.

Fig. 2.13. Motorul IAR K14

A urmat apoi varianta îmbunătățită IAR K14-III C36 avea 930 de cai putere era răcit cu aer și echipa legendarul IAR 80 (Figura 2.14.).

Fig. 2.14. Avionul IAR 80

Înainte de apariția motoarelor reactive aceste motoate cu cilindrii în stea erau folosie și pe elicoptere, de exemplu elicopterul Sikorsky CH-37 Mojave (Anexa 1, Figura 2.15.) era echipat cu două motoare Pratt & Whitney R-2800-54 a câte 2,100 cai putere fiecare. Motorul era răcit cu aer, avea 18 cilindrii cu capacitatea de 7112 (46 L). A fost fabricat începând cu anul 1937, fiind utilizat în Al II- lea Război Mondial.

2.2.1.5. Motorul rotativ

La începutul Primului Război Mondial, atunci când avioanele au început să fie folosite în scopuri militare, a devenit evident faptul că motoarele cu cilindrii în linie care existau pe vremea aceea, erau prea grele pentru a produce puterea necesară dorită. Proiectanții de avioane aveau nevoie de un motor care să fie ușor, puternic, ieftin, și simplu de fabricat în cantități mari. Motorul rotativ (Anexa 1, Figura 2.16.) îndeplinea aceste cerințe. Motoarele rotative au toți 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. Astfel întregul motor se rotește cu elicea, oferind un debit de aer suficient pentru răcire, indiferent de viteza avionului. Prima concretizare a acestui proiect a fost motorul Francez Gnome 7 Omega (Figura 2.17.) proiectat de frații Seguin în anul 1909. Motorul avea șapte cilindrii, 50 de cai putere și era răcit cu aer.

Fig. 2.17. Motorul Gnome 7 Omega

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: triplanul nemțesc Fokker I (Figura 2.18.), biplanul englez Nieuport 17 sau cel american Standard E-1. Pentru a crește puterea acestor motoare s-a mai adăugat încă un rând de cilindrii în stea.

Fig. 2.18. Avionul triplan Fokker I

Din păcate, efectul giroscopic puternic care apare la motorul rotativ a făcut ca avioanele de acest tip să fie foarte dificil de pilotat. În plus motoarele consumau, cantități mari de ulei, împrăștiind-ul peste tot pe carcasă și creea un fum foarte înecăcios pentru piloți. Proiectanții de motoare au fost întotdeauna conștienți de nenumăratele limitări ale motorului rotativ. Atunci când motoarele statice au devenit mult mai fiabile, mai ușoare și cu un consum de carburant mai redus, motoarele rotative au început treptat să dispară.

2.2.2. Motorul cu elice cu reacție

La acest tip de sistem de propulsie, tracțiunea se realizează tot cu ajutorul elicei, dar cuplul de rotație nu se realizează însă de către un motor cu piston, ci de două motoare cu reacție, dispuse la extremitățile palelor.

Cele două jeturi de gaze de la vărful palelor pot fi realizate în doua moduri:

– prin motoare reactive independente

– printr-un generator central central de gaz cu presiune ridicată, gazele fiind trimise apoi prin pale către extremități și evacuate sub formă de jeturi în planul de rotație.

Elicopterul Atlas SC (Figura 2.19.) este un bun exemplu al aceste soluții constructive, soluție care din păcate este foarte complicată din punct de vedere constructiv și nu a obținut extindere practică.

Fig. 2.19. Elicopterul Atlas SC

2.3. Motoare cu tracțiune prin reacție

2.3.1. Motoare aeroreactoare cu compresor

Un motor cu reacție cu compresor și turbină (Figura 2.20.) funcționează astfel: aerul din atmosferă este admis într-un compresor cu palete, unde este comprimat, urmează introducerea unui combustibil, aprinderea și arderea lui într-o cameră de ardere. Gazele de ardere se destind într-o turbină, care extrage din ele lucrul mecanic, iar apoi sunt evacuate în atmosferă. Procesul este continuu, iar piesele execută doar mișcări de rotație, ceea ce pentru o putere dată, conduce la o masă totală a instalației mai mică. Ca urmare, motoarele cu turbină au cunoscut o mare dezvoltare în aviație, însă își găsesc aplicații și în multe alte domenii.

Descrierea părților componente:

I-dispozitivul de admisie

II-compresorul motorului

III-camera de ardere

IV-turbina

V-sistemul de evacuare

Fig. 2.20. Motor cu reacție cu compresor și turbină

Compresorul și turbina formează grupul turbocompresor (GTC). Acesta reprezintă partea mobilă a motorului, celelalte elemente fiind fixe.

Grupul turbocompresor și camera de ardere (CA) reprezintă sursa de energie (SE) a motorului.

Ciclul de lucru al motorului cu turbina se aseamana cu cel al motorului cu piston in patru timpi, dar in cazul motorului cu turbina, arderea are loc la presiune constanta in timp ce la motorul cu piston, arderea are loc la volum constant. Studiul ambelor cicluri arata ca in fiecare caz exista: ADMISIE, COMPRESIE, ARDERE si EVACUARE. La motorul cu piston, ciclul este intermitent, pistonul fiind partea implicata in toti cei patru timpi. Dimpotriva, motorul cu turbina, are un ciclu continuu cu un compresor separat, un sistem de ardere, un sistem de evacuare si turbina. Ciclul continuu si absenta pieselor reciproce, dau o functionare mai lenta a motorului si fac posibil ca o cantitate mare de energie sa fie folosita pentru obtinerea randamentului propulsiv.

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 (~100-200m/s). Energia cinetică a aerului aspirat este transferată astfel în energie prin frânarea fluidului.

Din punct de vedere al regimului de curgere a aerului prin dispozitivul de admisie, acesta poate fi de trei feluri:

dispozitiv de admisie subsonic (vezi desen)

dispozitiv de admisie transonic

dispozitiv de admisie supersonic

Din punct de vedere al modificării geometriei elementelor componente ale dispozitivului de admisie, acesta poate fi:

dispozitiv de admisie cu geometrie fixă (nereglabilă) – dispozitivul subsonic

dispozitiv de admisie cu geometrie variabilă (reglabilă) – dispozitivele transonice, supersonice.

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

Din punct de vedere al sensului de curgere al fluidului de lucru în raport cu sensul general de curgere prin sistem compresoarele se clasifică astfel:

compresoare axiale (curgerea fluidului este paralelă cu axa sistemului)

compresoare radiale (curgerea fluidului este perpendiculară pe axa sistemului)

compresoare diagonale (direcția curgerii face un unghi cu axa de simetrie)

Din punct de vedere al câmpului de forțe care transferă lucrul mecanic de comprimare al aerului compresoarele se clasifică astfel:

compresoare aerodinamice

compresoare centrifugale

compresoare mixte

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului de lucru (aerul) în raport cu un sistem de referință inerțial legat de motor, compresoarele se clasifică astfel:

compresoare subsonice

compresoare transonice

compresoare supersonice

Din punct de vedere al modificării geometriei canalului de lucru compresoarele se clasifică astfel:

compresoare cu geometrie fixă (nereglabile)

compresoare cu geometrie reglabilă

Cele mai utilizate compresoare sunt:

Compresoarele axiale au un raport de compresie pe treaptă mai mic, deci pentru un raport de compresie total dat trebuie multe trepte, deci agregatul rezultă mai lung, însă de diametru mai mic. Randamentul acestor compresoare este mai bun. Compresorul axial este folosit pe scară largă la turbinele cu gaze pentru toate turbinele pentru propulsia avioanelor, unde contează diametrul mic și randamentul bun, și toate turbinele energetice, unde contează randamentul bun.

Compresoarele centrifugale care au un raport de compresie pe treaptă mai mare, deci pentru un raport de compresie total dat trebuie mai puține trepte, deci agregatul rezultă mai ușor. Randamentul acestor compresoare este însă mai mic. Compresorul centrifugal s-a folosit la primele motoare cu reacție ale lui Frank Whittle, inclusiv la motorul Rolls-Royce Nene. Actual este folosit pe scară largă la turbinele cu gaze pentru elicoptere mici, agregate care trebuie să fie cât mai ușoare.

III. Camera de ardere realizează transformarea energiei chimice a amestecului proaspăt de combustibil (aer și petrol de aviație în cantități bine determinate), în energie termică prin intermediul unui proces izobar de ardere. Camera de ardere folosește ca fluid de lucru aerul.

Camera de ardere are două componente:

componenta centrală (primară), care folosește curentul de aer primar

componenta secundară, care folosește curentul de aer secundar

Curentul de aer primar se combină cu combustibilul din camera de ardere asigurând un proces de ardere stoechiometric. Temperatura care se degajă în urma procesului de ardere pentru petrol de aviație este de aproximativ 2000-2200 K.

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

(2.1)

reprezintă debitul de gaze de ardere din camera de ardere.

reprezintă debitul de aer din camera de ardere.

reprezintă debitul de combustibil din camera de ardere.

Camerele de ardere se clasifică din punct de vedere funcțional și constructiv

astfel:

camere de ardere individuale

camere de ardere inelare

camere de ardere mixte

Camerele de ardere individuale sunt de formă tubulară și se montează mai multe în jurul axului agregatului. În camerele de ardere individuale este mai ușor de asigurat stabilitatea arderii, adică se evită ruperea flăcării, iar în caz de rupere, ruperea nu se propagă în celelalte camere, ba din contră, acestea, prin canalizații prevăzute special în acest scop ajută la reaprindere. Nu întotdeauna fiecare cameră de ardere are bujie proprie, deoarece, cum s-a spus, camerele comunică între ele și flacăra se transmite.

Camerele de ardere inelare au un spațiu de ardere unic, inelar. În aceste camere este mai greu de stabilizat flacăra, dozajul aer-combustibil, vitezele de introducere a aerului prin diversele secțiuni și geometria camerei fiind critice. Camerele inelare însă au mai puține repere și sunt mai ușoare, fiind din punct de vedere tehnologic mai evoluate.

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

camere de ardere în echicurent (sensul curgerii fluidului este identic cu cel al sistemului)

camere de ardere în contracurent

camere de ardere radiale (sensul curgerii fluidului are direcția razei camerei – metoda permite proiectarea unor motoare de dimensiuni mici)

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului prin camera de ardere, acestea se împart astfel:

camere de ardere subsonice ( pentru petrol de aviație viteza fluidului de lucru la sfârșitul arderii este M≈0,1

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

camere de ardere cu geometrie (lungime) fixă

camere de ardere cu geometrie (lungime) reglabilă

IV. Turbina transferă energia termică a gazelor de ardere în energie cinetică pe care o convertește în lucru mecanic necesar antrenării compresorului și agregatelor sistemului.

Piesele esențiale sunt ajutajele turbinei (a nu se confunda cu ajutajul unui turboreactor) și paletele, piese supuse unor solicitări termice și mecanice extreme. De aceea ele trebuie construite din materiale speciale, rezistente la temperaturi cât mai mari și se prevăd cu sisteme de răcire. Temperaturile la intrarea în turbină au depășit în unele cazuri temperatura de 1800 °C, paletele fiind făcute în acest caz din materiale ceramice poroase, prin porii lor circulând aer provenit de la compresor, relativ rece.

Din punct de vedere al curgerii fluidului, turbinele pot fi:

radiale

axiale

Din punct de vedere al regimului de curgere al fluidului în mișcare relativă într-un sistem legat de rotor, turbinele pot fi:

subsonice

transonice

supersonice

Din punct de vedere al geometriei canalului de lucru , turbinele pot fi:

turbine reglabile

turbine fixe (nereglabile)

Din punct de vedere al răcirii elementelor componente, turbinele pot fi:

total răcite (cu aer)

parțial răcite(cu aer)

nerăcite

V. Sistemul de evacuare are rolul de a accelera fluidul de propulsie în realizării unei componente de reacție a forței de propulsie a sistemului.

Elementele componente ale sistemului sunt:

Instalația de creștere a forței de propulsie prin postcombustie

Amortizorul de zgomot

Ajutajul de reacție

Deviatorul de jet

Reversorul de tracțiune

1. Instalația de creștere a forței de propulsie prin postcombustie realizează o creștere a forței de propulsie a MTR cu 10-50% din forța de bază. Acest lucru se obține printr-o ardere suplimentară realizată în avalul arderii principale. Pentru această ardere este folosit aerul în exces din gazele de ardere.

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

3. Ajutajul de reacție poate fi simplu convergent sau convergent-divergent (jet supersonic). Ajutajul de reacție poate avea o geometrie fixă sau reglabilă.

4. Deviatorul de jet asigură o modificare a direcției jetului de gaze cu un unghi cuprins în intervalul 0-90º pentru a se obține o componentă a forței de reacție pe direcția forței portante a aeronavei. Sistemul este folosit pentru decolări pe distanțe scurte sau pentru decolări verticale.

5. Reversorul de tracțiune asigură o schimbare a sensului de curgere a gazelor de ardere cu 180º. Este folosit pentru frânarea aeronavei.

2.3.1.1. Motorul turboreactor simplu flux

Motorul turboreactor este la ora actuală unul dintre cele mai răspândite tipuri de motoare utilizate în aviație, datorită tracțiunilor foarte mari pe care le dezvoltă la greutate proprie mică și dimensiuni de gabarit relativ scăzute.

Face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Sursa de energie e reprezentată de unul sau două grupuri turbocompresoare, iar instalația de propulsie de către un ajutaj de reacție.

Forța de propulsie a unui turboreactor va fi o însumare de componente forțe care se obțin fie din reacție directă, fie prin reacție indirectă.

Din punctul de vedere al numărului de fluxuri, motorul turboreactor se împart astfel:

MTR

Motorul turboreactor simplu flux (Figura 2.21.) se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemelor; fluidul care asigură realizarea energiei în sursă participă integral la obținerea forței de propulsie.

Fig. 2.21. Părțile componente ale MTR SF cu compresor axial

Turboreactorul simplu flux este un motor cu turbină care a fost dezvoltat inițial pentru avioanele militare în timpul celui de-al II- lea Război Mondial. Acesta este, din punct de vedere constructiv, cel mai simplu motor cu turbină. Se compune dintr-un compresor (axial, centrigugal (Figura 2.22.), sau mixt) pentru a comprima aerul, o cameră de ardere în care are loc pulverizarea combustibilului și aprinderea acestuia, una sau mai multe trepte de turbină, care extrage energia din gazele arse antrenând compresorul, și un efuzor care accelerează gazele arse ce ies din motor, creând forța de tracțiune.

Fig. 2.22. Exemplu de MTR SF cu compresor centrifugal

Când a început echiparea avioanelor de luptă cu turbomotoare, acestea au devenit cu cel puțin 160 Km/h mai rapide decât avioanele rivale clasice cu piston. În anii de după război, dezavantajele acestui tip de motor au devenit evidente. Turboreactoarele simplu flux sunt eficiente la viteze de zbor relativ mari, sub viteza de 2 Mach, devin ineficiente din punct de vedere al consumului și foarte zgomotoase. 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. Aceste neajunsuri au dus în timp la scăderea numarului de turboreactoare simplu flux. Ultimul avion de linie echipat cu acest tip de motor a fost Concorde, a cărui viteză de 2 Mach permitea motorului să fie foarte eficient.

2.3.1.2. Motorul motoreactor

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană ce are în componență un motor cu ardere internă cu piston ale cărui gaze de evacuare sunt evacuate prin ajutaje de reacție.

Acest motor se deosebește de motorul turboreactor prin aceea că nu are turbină. În locul ei se folosește, pentru antrenarea compresorului, un motor cu piston.

Acest tip de motor are dezavantajul principal că, la aceeași putere, motorul cu piston care antrenează compresorul are o greutate mai mare decât o turbină, dar și un volum mai mare. Din această cauză motorul nu a căpătat extindere practică.

El are însă doar o importanță istorică, avionul cu reacție realizat de Henri Coandă (Figura 2.23.) în 1910, a fost propulsat de un astfel de motor.

Fig. 2.23. Motoreactorul lui Henri Coandă

Principalele părți componente ale motorului realizat de Henri Coandă sunt:

1- dispozitiv de admisie

2- compresor

3- colector

4- motor cu piston

5- cameră de ardere

6- montanți

7- conul de evacuare

8- dispozitiv de evacuare (ajutaj)

Motorul acestui avion avea un compresor centrifugal antrenat la o turație de 4000 rot/min de către un motor cu piston cu o putere de ≈ 36,7 kw. În camera de ardere, în care intra aerul debitat de către compresor, erau trimise prin conducte și gazele de evacuare ale motorului cu piston. Gazele rezultate din ardere erau evacuate sub formă de jet, rezultând astfel o forță de reacție, utilizată pentru propulsie.

2.3.2. Motoare aeroreactoare fără compresor

Face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Acestor sisteme de propulsie le lipsește turbina sau inclusiv compresorul. Comprimarea aerului se poate face mecanic dacă există compresor, dinamic, atunci cănd acesta lipsește, dar și prin egalizare de presiuni.

Sursa de energie e de gazele arse din camera de ardere, iar instalația de propulsie este un ajutaj de reacție.

2.3.2.1. Motorul statoreactor

Reprezintă un sistem de propulsie aeriană cu comprimare dinamică a fluidului de lucru care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalație de propulsie un ajutaj de reacție. Procesul de ardere realizat în motor este staționar. Arderea la acest motor se realizează la presiune constantă.

Acest tip de motor nu are compresor și ca urmare și nici turbină (Figura 2.24.). Aerul se comprimă totuși, înainte de a intra în camera de ardere, dar nu ca urmare a lucrului mecanic primit din exterior, ci prin comprimare dinamică.

Fig. 2.24. Părțile componente ale motorului statoreactor

Rezultă că motorul nu poate funcționa la punct fix, nici la viteze mici, la care energia cinetică nu este suficientă pentru comprimarea necesară fluidului. Motorul statoreactor se pune în funcțiune în momentul în care aparatul de zbor pe care-l echipează a obținut o viteză de zbor suficientă, folosind alt tip de motor. Forța de reacție pe care o poate dezvolta motorul statoreactor variază în intervalul (100- 300 000 N), consumul de combustibil este de aproximativ c=0.2-0.3kg/Nh. Motorul statoreactor este folosit pentru motorizarea aeronavelor ce evoluează în regim supersonic (ex. SR 71 Blackbird).

Avantajul principal al motorului statoreactor constă în lipsa oricăror piese în mișcare de rotație, greutate proprie redusă și posibilitatea propulsării aeronavei pe care este montat, în domeniul vitezelor mari. În schimb dezavantajul principal este legat de necesitatea conjugării acestuia cu un motor turboreactor, care să creeze o viteză de deplasare mare, a randamentului său scăzut și consumului mare de combustibil.

Pornind de la necesitatea conjugării motorului statoreactor cu un motor reactor, au apărut și motoarele combinate, ca de exemplu motorul turbostatoreactor.

2.3.2.2. Motorul pulsoreactor

Este un motor aeroreactor care are ca fluid de propulsie aerul, iar ca instalație de propulsie un ajutaj de reacție. Procesul de ardere realizat în motor este nestaționar. Forța de reacție pe care o poate dezvolta motorul pulsoreactor variază de la câteva zeci N până la 5000-6000N. Este folosit pentru motorizarea aeromodelelor, avioanelor țintă, etc. Arderea la acest motor se realizează la volum constant.

Acest tip de motor conține ca părți principale: o membramă elastică (cu rol de supapă de admisie), cameră de ardere, tub de evacuare și injectoare de combustibil care debitează în funcție de nevoile motorului (Figura 2.25.).

Fig. 2.25. Părțile componente și stadiile motorului pulsoreactor

Particularitatea principală a funcționării motorului pulsoreactor este faptul că în motor curgerea este pulsatorie (de unde și numele motorului).

Pentru a urmării principiul de funcționare al motorului, presupunem că în camera de ardere se aprinde un amestec combustibil (aer și benzină). Arderea este însoțită de creșterea presiunii în camera de ardere și ca urmare supapa este închisă iar gazele sunt evacuate prin tubul de evacuare.

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 atmosferic. Concomitent 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.

Spre deosebire de motorul statoreactor, motorul pulsoreactor poate porni și funcționa la punct fix.

2.3.3. Motorul rachetă

Foarte puține avioane au folosit ca sistem de propulsie motoare rachetă, cele mai cunoscute fiind avioanele Americane Bell X-1 și X-15. Motoarele rachetă nu au fost folosite pe majoritatea avioanelor ca sursa de propulsie din cauza eficienței foarte scăzute, ele fiind eficiente doar la viteze foarte mari, însă uneori mai erau folosite pentru exploziile lor. ca sisteme adiționale, ajutând la creșterea vitezei sau la decolare (de exemplu pentru intrarea în regim supersonic a aeronavelor sau la navete spațiale). Motoarele rachetă sunt eficiente la viveze foarte mari datorită tracțiunii foarte mari pe care o oferă și greutății foarte scăzute.

Motorul rachetă cu combustibil lichid (MRCL) este folosit pentru propulsarea rachetelor cu rază lungă de acțiune (transcontinentale), rachete purtătoare de sateliți.

Funcționarea motorului rachetă se caracterizează prin aceea că nu utilizează aerul atmosferic în procesele ce au loc în interiorul său. Fluidul de lucru al motorului este constituit dintr-un carburant (care conține elemente chimice oxidabile) și un oxidant (care conține elemente oxidabile). Cele două fluide, care constituie componenții combustibilului, sunt injectate în camera de ardere la presiune foarte mare. Aici are loc procesul de ardere, iar gazele rezultate sunt accelerate în ajutajul reactiv și evacuate sub formă de jet (Figura 2.26.).

Fig. 2.26. Motorul de rachetă cu combustibil lichid

Motorul rachetă cu combustibil solid (MRCS) este folosit pentru propulsarea rachetelor mici, cu rază mică și medie de acțiune, rachete meteorologice(ex. Tomahawk).

Spre deosebire de motorul rachetă cu combustibil lichid, motorul rachetă cu combustibil solid are camera de ardere încărcată cu un combustibil solid care conține în structura sa chimică atât elemente oxidabile cât și elemente oxidante.

După inițierea arderii combustibilului solid înmagazinat în camera de ardere, procesul continuă până la epuizarea combustibilului. Gazele rezultate sunt evacuate cu viteză mare prin secțiunea de ieșire a ajutajului reactiv.

Motorul rachetă cu combustibil hibrid (MRCH) reprezintă un motor rachetă ce utilizează atât combustibil solid cât și lichid).

Motoarele MRCS, MRCL, MRCH sunt sisteme de propulsie cosmică care au o forță de reacție foarte mare.

Pentru corecția evoluției unei nave în spațiul cosmic se folosesc motoare rachetă ionice (MRI), fotonice (MRF), cu plasmă (MRP). Aceste motoare au o forță de reacție mică, dar au impuls foarte mare.

2.4. Motoare cu tracțiune combinată

2.4.1. Motorul turboreactor dublu flux

Are ca fluid de propulsie aerul, iar ca sursa de energie unu, două sau trei grupuri de turbocompresoare.

Motorul turboreactor dublu flux se deosebește de motorul turboreactor simplu flux prin faptul că o parte din fluidul de propulsie participă la formarea energiei sursă, adică diferența este că are în plus în partea din față un ventilator care oferă tracțiune aproape la fel de mult ca o elice, rezultând o îmbunătăție a consumului de combustibil. Deși ventilatorul creează tracțiune ca o elice, conducta care îl înconjoară elimină multe dintre restricțiile ce limitează performanțele elicei. Acest concept este o modalitate mult mai eficientă de a asigura tracțiune spre deosebire de motorul cu simplu flux și este mai eficient și în zborul la viteze trans-sonice cca. 900 km/h la nivelul solului, respectiv cca. 800 km/h la nivelul zborului de croazieră, putând opera, de asemenea, și în zboruri supersonice. Acest motor are de obicei o treapta de turbină in plus pentru a porni ventilatorul. Turboventilatorul a fost printre primele motoare care aveau arbori multipli și concentrici ce permiteau motorului să reacționeze mai rapid la cerințele de schimbare bruscă de putere. Acest tip de motor este cel mai des întâlnit în prezent.

Forta de tractiune se creeaza pe de o parte in ajutajul de reactie în urma unei reacții directe a fluidului asupra sistemului și pe de alta parte de ventilator ca urmare a unei reactii indirecte.

Caracteristic MTR DF este faptul că fluidul de propulsie are doua componente, fiecare din ele avand un rol bine definit in realizarea fortei de propulsie:

un flux primar ;

un flux secundar ;

Fluxul primar reprezinta fluidul de lucru al sistemului , adica acea masa de combustibil in care se injecteaza combustibil ; deci in care are loc arderea rezultand in acest mod energia necesara antrenarii compresoarelor si energia necesara realizarii componentei de reactie a fortei de propulsie .

Fluxul secundar (exterior) incojoara fuxul primar si determina fluxul ce genereaza componenta de tractiune a fortei de propulsie. Totodată, el asigură frânarea fluxului primar în scopul reducerii nivelului de zgomot al motorului.

Solutii constructive :

1. Soluția denumită și trirotor, în care:

– ventilatorul primeste energie de la o turbină (T) 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 anumita masa in care se poate face o noua injectie de combustibil, deci se poate realiza o noua ardere capabila sa duca la cresterea a sistemului, 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) (Figura 2.27.), sisteme ce se folosesc în aviația militară, în general (pentru avioanele ce realizează viteze de circa M ≈ 0,8-2,3; un exemplu în acest caz: motorul SPEY 514 ).

Fig. 2.27. Motor turboreactor dublu flux – amestecat (părți componente)

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 situție, permite și o amestecare de gaze separate, duce și la un nivel redus de zgomot iar consumul înregistrat este de circa 0,03-0,08 Kg/Nh.

Fig. 2.28. Motor turboreactor dublu flux – separat (părți componente)

2.4.2. Motorul turbopropulsor

Motorul turbopropulsor reprezintă un sistem de propulsie aeriană ce are în componență cel puțin o turbină și o elice. Este al doilea sistem de propulsie care a apărut.

Motorul turbopropulsor este un motor aeroreactiv care diferă de motorul turboreactor prin faptul că că are în plus elicea, acționată tot de turbină iar energia cinetică a gazelor rezultate în urma arderii combustibilului chimic este transformată de turbină în lucru mecanic și transmisă la arbore pentru antrenarea elicei prin intermediul unui reductor de turații.

Astfel de motoarele sunt utilizate pentru antrenarea avioanelor dar cel mai des pentru elicoptere.

La avioane, turbopropulsorul (Figura 2.29.) realizează tracțiunea aatât prin forța de reacție creată de jetul de gaze, cât și prin forța de tracțiune a elicei.

Fig. 2.29. Motorul turbopropulsor pentru avioane

La început avioanele militare, care necesitau viteze foarte mari, erau dotate cu turbreactoare, 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 clasic cu elice cu unul cu turbină, născându-se 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 impricit a palelor, pentru ca vârfurile acestora să nu atingă viteze supersonice. Un turbopropulsor este cel mai eficient la o viteza de croazieră a aeronavei între 320 – 640 km/h.

La elicoptere, turbopropulsorul (Figura 2.30.) 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.

Fig. 2.30. Motorul turbopropulsor cu turbină liberă, pentru elicoptere

Rotorul este conectat la o cutie de transmisie fixată de corpul aeronavei, iar motorul transmite mișcarea de rotație, printr-un ax, către cutia de transmisie, și apoi aceasta mai departe către palele rotorului.

Pentru a fi mai bine adaptate necesităților de zbor, la elicoptere se folosesc motoare turbopropulsoare cu două turbine: una antrenează compresorul, iar alta elicea (numită și turbină liberă; legătura dintre cele două turbine se poate realiza mecanic sau gazodinamic).

Puterea efectivă pe care o poate dezvolta un turbopropulsor este de aproximativ P=1000-5000kW și nu este un mare consumator de combustibil, având un consum de c=0.25-0.3kg/kWh.

Din punct de vedere tehnologic motorul turbopropulsor nu a ajuns la maxim deoarece se poate încă perfecționa. Marile perspective privesc problema turbinei libere.

3. ANALIZA COMPARATIVĂ A PERFORMANȚELOR MOTOARELOR TURBOREACTOARE

Pentru a analiza comparativ performanțele turbomotoarelor trebuie să avem în vedere care sunt paremetrii care optimizează performanțele. Astfel se face cunoscut faptul că în general sistemele de propulsie au ca performanțe specifice forța de tracțiune, consumul specific de combustibil, puterea efectivă, masa specifică a motorului și randamentul motorului. În cele ce urmează se vor analiza performanțele motorului turboreactor simplu flux, turboreactor dublu flux – separat și turboreactor dublu flux – amestecat, urmând ca mai apoi să se utilizeze analiza multi-criterială pentru a evalua comparativ sistemele de propulsie prezentate.

O importanță deosebită în aprecierea eficienței turbomotoarelor o au randamentele sale. De aceea în capitolul ce urmează se vor determina, mai întâi, randamentele unui turbomotor.

3.1. Calculul randamentelor sistemelor de propulsie

Eficiența turbomotoarelor se determină cu ajutorul următoarelor randamente:

1. Randamentul termic

2. Randamentul de propulsie

3. Randamentul global

3.1.1. Randamentul termic

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

(3.1)

unde Eid reprezintă energia ideală.

Înlocuind:

(3.2)

și

(3.3)

rezultă:

(3.4)

Ținând seama că:

(3.5)

și

(3.6)

rezultă expresia randamentului termic de forma:

(3.7)

3.1.2. Randamentul de propulsie

Randamentul de propulsie reprezintă fizic cât din energia preluată de fluidul de propulsie este folosită pentru propulsia efectivă a sistemului, adică:

(3.8)

Înlocuid forța de propulsie

(3.9)

rezultă:

(3.10)

sau:

(3.11)

Ținând seama că:

mc<<1

atunci:

(3.12)

sau:

, (3.13)

și deci: variază ca în figura 3.1.

Fig. 3.1. Variația randamentului de propulsie

Puterea de propulsie a motorului este:

(3.14)

sau:

(3.15)

adică:

(3.16)

Derivând relația de mai sus, se obține:

(3.17)

și:

1- (3.18)

atunci:

(3.19)

Pentru regimul de zbor se caracterizează prin forță maximă de propulsie a motorului (PP max), dupăcum reiese din figura 3.2.

Fig. 3.2. Puterea maximă dezvoltată de sistemul de propulsie

În aceste condiții, randamentul de propulsie devine:

(3.20)

În general: ,

3.1.3. Randamentul global

Randamentul global reprezintă cât din energia introdusă în sistem în condiții ideale este folosită pentru propulsia aeronavei, adică:

(3.21)

În general variază în gama de valori:

3.2. Analiza performanțelor motorului turboreactor simplu flux MTR SF

Motorul turboreactor face parte din categoria sistemelor de propulsie aeroreactoare care au ca fluid de lucru aerul. Sursa de energie este reprezentată de 1÷3 grupuri turbocompresoare, iar instalația de propulsie de către un ajutaj de reacție. Forța de propulsie se obține atât prin reacție directă a fluidului în anumite organe componente, cât și prin reacție indirectă asupra altor organe componente.

MTR SF (Anexa 1, Figura 3.3.) se caracterizează prin faptul că fluidul de propulsie al sistemului participă integral la realizarea energiei din sursa motorului. Fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemului. Schema de principiu a motorului turboreactor simplu flux și elementele sale componente sunt reprezentate în figura 3.4.

Fig. 3.4. Schema de principiu a motorului turboreactor simplu flux

Unde:

I-dispozitivul de admisie

II-compresorul motorului

III-camera de ardere

IV-turbina

V-sistemul de evacuare

Compresorul și turbina formează grupul turbocompresor (GTC). Acesta reprezintă partea mobilă a motorului, celelalte elemente fiind fixe.

Grupul turbocompresor și camera de ardere (CA) reprezintă sursa de energie (SE) a motorului.

Aerul aspirat și comprimat de către compresor este dirijat în camera de ardere unde primește o energie termică. O parte din această energie este folosită pentru antrenarea compresorului, iar cealaltă parte este transformată în energie cinetică .Fluidul este accelerat realizându-se astfel forța de reacție.

Forța de propulsie a MTR reprezintă suma dintre forța de reacție (obținută în camera de ardere și în ajutajul de reacție) și forța dată de presiunea fluidului de lucru.

reprezintă forța dezvoltată în sistemul de admisie. Sensul forței este contrar sensului forței de propulsie.

reprezintă forța dezvoltată de către compresor. Această forță se numește forță de tracțiune în cazul aeronavelor echipate cu elice. Forța de tracțiune este de două sau de trei ori mai mare decât forța de propulsie.

reprezintă componenta forței de reacție a forței de propulsie care ia naștere în camera de ardere. Acest tip de forță are cea mai complexă participare la forța de propulsie. Camera de ardere se comportă ca un triplu ajutaj: geometric (convergent), masic și termic.

reprezintă componenta forței de propulsie pe care turbina sistemului o dezvoltă. Sensul acestei forțe este invers sensului forței de propulsie.

reprezintă o componentă de reacție a forței de propulsie furnizată de către sistemul de evacuare.

Forța de propulsie reprezintă suma forțelor de reacție, care apar în camera de ardere și în sistemul de evacuare, și forța de tracțiune care apare în compresor datorită diferenței de presiune.

Forța de rezistență apare în dispozitivul de admisie și în turbină.

Performanțele specifice ale MTR reprezintă performanțele sistemului în condițiile în care este traversat de un 1 kg/s aer.

3.2.1. Forța specifică de propulsie

Forța specifică se măsoară îm m/s și se află de obicei în gama de valori (500÷ 800) m/s.

Vom vedea care sunt parametrii care influențează forța specifică de propulsie FSP și modul cum acești parametri influențează performanțele sistemului (forță maximă, consum minim, randament termic maxim).

Determinarea parametrilor care influențează forța specifică de propulsie, FSP

Se pornește de la definiția forței specifice de tracțiune, care este prin definiție:

(3.22)

în care se înlocuiește:

(3.23)

În final rezultă expresia forței de tracțiune specifică:

(3.24)

După cum reiese din relația anterioară, este necesar să se stabilească factorii de care depinde viteza de evacuare a gazelor arse.

Pentru a determina viteza de evacuare C5 vom reprezanta în coordonate i-s, destinderea gazelor de ardere în cazul MTR, ca în figura 3.5.

Fig. 3.5. Destindera gazelor de ardere a MTR

Se ține seama că între vitezele gazelor, reală și ideală, există relația:

(3.25)

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

(3.26)

sau:

(3.27)

Ținem seama că reprezintă căderea de entalpie ideală realizată pe întreg motorul, iar reprezintă lucrul mecanic ideal realizat prin destindere în turbină, atunci:

(3.28)

și

(3.29)

Ținând seama că:

(3.30)

și considerând o evoluție izentropică între stările și rezultă:

(3.31)

Ca urmare,

, (3.32)

unde

(3.33)

deoarece

, , , (3.34)

Ca atare:

(3.35)

Cum însă:

(3.36)

și

(3.37)

rezultă:

(3.38)

Înlocuind relația (3.35), rezultă:

(3.39)

Pe de altă parte, deoarece:

și (3.40)

atunci:

(3.41)

cum însă:

(3.42)

rezultă:

(3.43)

unde

(3.44)

Ca urmare, lucrul mecanic ideal de destindere al turbinei devine:

(3.45)

Pe baza relațiilor (3.39) și (3.45), se obține expresia vitezei de evacuare a gazelor de ardere:

(3.46)

Prin definiție, aportul de combustibil este:

(3.47)

Din ecuația energiei, aplicată camerei de ardere:

(3.48)

în care mC<<1, se obține:

(3.49)

respectiv:

(3.50)

Ținând seama că:

(3.51)

atunci:

(3.52)

Înlocuind în relația (3.50), rezultă în final:

(3.53)

În consecință, ținând cont de relațiile (3.46) și (3.53), rezultă expresia forței de tracțiune specifică:

(3.54)

Din ultima fracție din relația (3.54), funcția forței specifice se poate exprima:

(3.55)

I-reprezintă coeficienții de perfecțiune ai proceselor de curgere prin partea fixă a motorului.

II-reprezintă parametrii de funcționare (de bază) ai motorului.

III-parametru ce definește natura combustibilului.

IV-parametrii ce definesc natura evoluțiilor fluidului de propulsie în sistem.

V-parametrii regimului de zbor.

Prima grupă de parametrii sunt aproape constanți, în raport cu regimul motorului sau cu regimul de zbor al aeronavei și iau valori într-o gamă bine determinată (0.95-0.98).

Dacă sistemul de propulsie realizează procesul de curgere prin organele sale fixe cu pierderi cât mai mici, atunci valorile acestor parametrii cresc tinzând către 1 și astfel, în mod corespunzător se va modifica (va crește) și forța de tracțiune specifică, FSP.

Reprezantând grafic FSP=f, ca în figura 3.6. se observă urmaătoarele:

Fig.3.6. Forța specifică în funcție de temperatura gezelor arse

Se observă astfer că FSP crește în mod continuu odată cu creșterea temperaturii

Indiferent de gradul de comprimare mecanică a fluidului există întotdeauna o valoare ,notată , pentru care FSP=0.

Din punct de vedere fizic, la o temperatură , puterea pe care o dezvoltă turbina nu mai poate acoperi consumul de putere necesar angrenării compresorului, agregatelor sistemului și pierderile hidrodinamice sau hidraulice din sistem. Astfel, la o asemenea temperatură de funcționare grupul turbocompresor își micșorează turația până se oprește. Pentru a porni un MTR va trebui ca grupul turbocompresor antrenat din exterior să fie adus la acel regim de funcționare pentru care temperatura din fața turbinei să fie mai mare decât temperatura minimă.

Există o temperatură limită maximă, impusă din considerente mecanice și termice ale paletelor de turbină situate în fluxul de gaze. Această limită superioară depinde de natura materialului din care sunt construite paletele, precum și de gradul de răcire a acestora. Pentru palete nerăcite, În cazul turbinelor cu statoare parțial răcite, În cazul turbinelor total răcite,

Răcirea turbinei necesită un debit mare de aer din fluxul principal. Acest debit afectează performanțele totale ale motorului, în special FP. Cu cât turbina este mai bine răcită, se utilizează un debit crescând de aer din fluxul principal, micșorându-se astfel FP.

Cu cât gradul de comprimare este mai mare cu atât influența temperaturii asupra FSP este mai importantă. Ținând seama că gradele mari de comprimare se realizează cu compresoare axiale, iar grade mici se realizează cu compresoare centrifugale, motoarele reactoare cu compresoare axiale sunt foarte sensibile la variații de regim ale grupului turbocompresor (GTC). Pentru a se evita această sensibilitate și pentru a se realiza grupuri turbocompresoare cu grade mici de comprimare, se împarte procesul de comprimare pe mai multe grupuri de compresoare, deci se introduc mai multe grupuri turbocompresoare, fiecare având gradul său de comprimare. Această soluție oferă stabilitate grupului turbocompresor la variația de turație.

Pentru analiza efectului gradului de comprimare se reprezintă grafic, ca în figura 3.7. și se constată că:

Fig. 3.7. Forța specifică în funcție de gradul de comprimare

Observăm astfel că indiferent de valoarea , există o valoare pentru care

Dacă temperatura crește, atunci valoarea crește, și, în consecință se va mări și valoarea

Gradul de comprimare optim împarte domeniul astfel:

Influența gradului de comprimare asupra forței este mare, ea crescând odată cu creșterea temperaturii.

Influența gradului de comprimare asupra forței este mai redusă, ea scâzând în continuare odată cu creșterea temperaturii.

În condițiile actuale, grdul de comprimare care se poate realiza pentru un MTR simplu flux, variază în intervalul =(2-12). Dacă se compară cu domeniul efectiv de comprimare se constată că acesta constituie un criteriu real de optimizare al FSP. Se pot realiza motoare pentru care FSP=maxim în raport cu gradul de comprimare . Fiind un criteriu efectiv de optimizare al FSP, el poate fi determinat astfel încât să poată fi folosit în proiectarea sistemelor de propulsie.

În acest caz, se pune condiția matematică:

Întrucât mC<<1, și notând , se obține din :

(3.56)

sau:

(3.57)

și, în final:

(3.58)

Reprezentând grafic variația se obține imaginea din figura 3.8.:

Fig. 3.8. Gradul de comprimare optim în funcție de viteză

La o temperatură constantă, se constată că odată cu creșterea vitezei de zbor, gradul de comprimare scade astfel încât la un anumit regim de zbor acesta poate fi unitar. Această tendință de scădere se explică fizic astfel: la creșterea vitezei de zbor va varia energia specifică a fluidului aspirat de către sistem, crescând pmprimarea dinamică. Compresorul funcționând la turație constantă, lucrul mecanic de comprimare transmis aerului este constant.

Aerul comprimat dinamic va pătrunde în compresor și deoarece are o energie potențială mare va micșora comprimarea mecanică odată cu creșterea altitudinii de zbor.

Se constată ca pentru . Pentru viteze de zbor mai mari decât Vmaxim comprimarea mecanică a fluidului încetează, astfel încât grupul turbocompresor poate fi eliminat. Astfel, un MTR se transformă într-un altfel de sistem (cu comprimare dinamică), numit motor statoreactor (MSR).

Viteza maximă se obține din condiția:

Prin urmare, în această situație, relatia conduce la:

1 (3.59)

sau

(3.60)

De unde rezultă viteza maximă:

(3.61)

Viteza maximă pentru motoarele turboreactoare corespunde la Mach= 2,5 – 3.

Influența randamentelor se reprezintă ca în figura 3.9. Se observă ca depinde de produsul , deci forța specifică de tracțiune depinde de randamentul grupului turbocompresor, există un randament minim al grupului turbocompresor sub care forța specifică a MTR se anulează. Forța de tracțiune specifică crește continuu cu cât gradul de comprimare al compresorului este mai mare, cu atât influența randamentului grupului turbocompresorului asupra forței specifice este mai mare.

Fig. 3.9. Forța specifică în funcție de temperatură și randamentele compresorului și turbinei

În concluzie se observă că singurul care maximizează forța specifică de tracțiune este gradul de comprimare al compresorului. Ca urmare, alegerea se face în funcție de destinația aeronavei. Pentru avioanele de luptă pentru care este necesară o , se alege , iar pentru avioanele de transport, unde fundamental este obținerea unui consum de combustibil cât mai mic și o forță de tracțiune cât mai mare, se alege , astfel încât

3.2.2. Consumul specific de combustibil

Consumul specific de combustibil (CSP) reprezintă cantitatea de combustibil consumată de către sistem pentru a produce în timp de o oră o forță de un newton. Formula de calcul este următoarea:

(3.62)

Consumul specific de combustibil se măsoară în și ia valori în gama (0,08÷0,15) .

Înlocuind , respectiv , în expresia consumului specific se obține:

(3.63)

Dacă se reprezintă grafic ct. se obține imaginea din figura 3.10.:

Fig. 3.10. Consumul specific în funcție de temperatura gazelor arse

Din figură rezultă că există o temperatură economică,, pentru care se obține un consum minim, CSP minim. Pentru grade mci de comprimare influența temperaturiiasupra consumului de combustibil este mai redusă. Influența temperaturiicrește odată cu creșterea gradului de comprimare. Din punct de vedere valoric, temperaturaeste mai mică decât temperaturile uzuale din sistemele de propulsie actuale, deci nu reprezintă un criteriu efectiv de realizare a unei economii de combustibil.

Se reprezintă grafic variația ct ca în figura 3.11. și se constată:

Fig. 3. 11. Consumul specific de combustibil în funcție de gradul de comprimare

Oricare ar fi temperatura, există o valoare a gradului de comprimare pentru care CSP = minim.

Valoarea CSP scade odată cu creșterea temperaturii .

Pentru temperaturi mici, influența gradului de comprimare asupra CSP este foarte puternică și simetrică în raport cu.

Pe măsură ce temperaturacrește, scade influența comprimării mecanice asupra CSP, dar aceasta rămâne simetrică în raport cu .

Din punct de vedere valoric, gradul de comprimare economic la o temperatură, impuse de o de o forță FSP mare a motorului sunt cu mult mai mari decât gradele de comprimare realizate efectiv.

reprezintă un criteriu teoretic de optimizare al consumului de combustibil. Acesta se poate micșora dacă se acționează asupra parametrilor regimului de zbor, altitudinea de zbor H și viteza de zbor V.

Se prezintă în continuare variația și avem figura 3.12.:

Fig. 3.12. Variația gradului de comprimare în funcție de viteză și înălțime

La o temperatură și altitudine de zbor constante, scade continuu cu creșterea vitezei de zbor, existând posibilitatea ca la o anumită viteză gradul de comprimare să fie unitar (). Pentru viteze peste această limită grupul turbocompresor poate fi eliminat din construcția sistemului. În consecință, se poate reduce prin creșterea vitezei de zbor.

La aceeași temperatură și la aceeași viteză de zbor V, se poate micșora dacă se micșorează înălțimea de zbor. Datorită acestui lucru se pot realiza grade de comprimare economice în domeniul uzual dacă aeronava evoluează la o înălțime mică de zbor și cu o viteză mare. Rezultă că reprezintă un criteriu teoretic. Dacă se răcește aerul în compresor, atunci va deveni un criteriu uzual.

Pentru analiza influenței randamentelor compresorului și turbinei se reprezintă grafic ct, ca în figura 3.13.:

Fig. 3.13. Consumul specific în funcție de temperatură și randamentele compresorului și turbinei

Indiferent de temperatura și de gradul de comprimare se constată că valoarea cantității de combustibil scade continuu cu creșterea randamentului grupului turbocompresor. Spre deosebire de forța FSP, consumul de combustibil este influențat în mod deosebit de către randamentul comprimării aerului în compresor. În zilele noastre se construiesc compresoare cu randamente cât mai mari pentru reducerea consumului de combustibil al sistemului de propulsie.

Din relația randaentului termic,

(3.64)

rezultă că randamentul termic depinde de aceeași parametrii ca sau .

Grafic, funcția ct, se exprimă ca în figura 3.14.:

Fig. 3.14. Randamentul motorului depinzând de temperatură

Se observă că randamentul termic crește continuu cu temperatura , variația fiind asemănătoare cu variația forței specifice a motorului cu temperatura .

Impactul gradului de comprimare e reprezentat ca în figura 3.15.:

Fig. 3.15. Impactul gradului de comprimare față de randamentul motorului

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

În figura 3.16. este reprezentată variația randamentelor

Fig. 3.16. Variația randamentului termic în funcție de randamentul turbocompresorului

Se constată o creștere continuă a randamentului termic la creșterea randamentului grupului turbocompresor.

În concluzie se observă că nu există un criteriu unic de optimizare a forței specifice Fsp, și a consumului specific de combustibil Csp , el variază in funcție de temperatura gazelor și gradul de comprimare, și este reprezentat ca în figura 3.17.

Fig. 3.17. Performanțele motorului în funcție de temperatura gazelor și gradul de comprimare

Prin urmare, alegerea unei temperaturi se va face astfel încât aceasta să aibă o valoare cât mai mare posibilă pentru ca forța FSP să fie cât mai mare. La alegerea gradului de comprimare se are în vedere destinația motorului. În cazul avioanelor militare se consideră pentru a se putea obține o forță maximă, neinteresând consumul de combustibil. În cazul avioanelor civile se alege dintre acele valori aflate la limita superioară a domeniului real (se obține astfel un consum mic, dar nu minim, și o forță cât mai mare, dar nu maximă).

3.3. Analiza performanțelor motorului turboreactor dublu flux – separat MTR DF – S

Cele două fluxuri de aer au un coeficient de dublu flux (K), și avem formula:

(3.65)

unde:

Motorul turboreactor dublu flux amestecat are un coeficient K care variază între 1.5 – 6 cele doua fluxuri de fluid de propulsie rămân în continuare separate și dupa ce parasesc sistemul fiecare creand o Fsp pentr 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), sistem ce se folosește pentru avioane civile (Anexa 1, Figurile 3.18, 3.19, 3.20.), deoarece fluxul secundar în această situție permite și o amestecare de gaze separate, ceea ce înseamna un nivel redus de zgomot.

3.3.1. Forța de tracțiune

Având în vedere că sistemul are doua fluxuri de fluid de propulsie, fiecare flux generând o componenta a atunci forța totală a sistemului va depinde de cele doua componente .

F- componenta de propulsie care se obtine prin reactie directa a fluidului pe fluxul primar;

F- componenta fortei de propulsie care se obtine prin reactie indirecta a fluidului pe fluxul secundar;

F(=F) = (3.66)

Pe fluxul primar turbina motorului va trebui sa dezvolte ( o energie ) un lucru mecanic necesar antrenarii celor trei compresoare. Acest lucru mecanic are, de obicei, o valoare mare, ca urmare, estinderea gazelor de ardere pe fluxul primar va fi întotdeauna completă, indiferent de regimul de zbor sau de regimul de funcționare al motorului. Prin urmare:

(3.67)

Pe fluxul secundar se poate considera destinderea completă a fluidului de lucru dacă K>2 . În condițiile actuale K, deci destinderea aerului poate fi considerată e completă. Rezultă atunci:

(3.68)

Însumând se obține:

(3.69)

sau:

(3.70)

Iar la puct fix, devine:

(3.71)

Având în vedere că motorul are două debite de fluide de lucru și atunci se pot defini două forțe:

(3.72)

și

(3.73)

sau

(3.74)

Aceste formulări permit comparații între sisteme. Din punct de vedere valoric m/s, în condițiile în care vitezele celor două fluide, pe fluxul primar și cel secundar, sunt mult mai mici decât viteza gazelor de ardere în cazul motorului turboreactor, și m/s.

3.3.2. Consumul specific de combustibil

Prin definție:

(3.75)

sau

(3.76)

La punct fix consumul specific este:

(3.77)

Iar din relație se constată:

(3.78)

În consecință se observă că dacăse mărește scade , și crește , adică se îmbunătățesc ambele performanțe specific ale motorului.

3.4. Analiza performanțelor motorului turboreactor dublu flux – amestecat MTR DF – AM

În acest caz, motorul turboreactor dublu flux amestecat (Anexa 1, figura 3.21.) are un coeficient K care variază între 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 anumita masă în care se poate face o noua injectie de combustibil, deci se poate realiza o noua 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), sisteme ce se folosesc pentru avioane militare, în general (motorul SPEY 514 )

3.4.1. Forța de tracțiune

Notăm cu am toți parametrii termodinamici, geometrici ai sistemului în urma amestecului celor două fluxuri.Astfel, forța de tracțiune a motorului se exprimă:

(3.80)

unde debitul de gaze amestecat este:

(3.81)

pentru ipoteza în care mC<<1, debitul de amestec devine:

(3.82)

atunci debitul total de aer al sistemului este:

(3.83)

Înlocuind cele două debite expresia tracțiunii devine:

(3.84)

Debitul de aer Ma I e comparabil cu debitul MTR, iar viteza de evacuare a amestecului C5am are valori apropiate cu viteza de evacuare a gazelor pentru MTR. Astfel forța de tracțiune a MTR-DF AM e de (1+k) ori mai mare decât forța MTR-DF S și astfel prin definiție forța specifică devine:

(3.85)

Rezultă că forța specifică a MTR-DF AM este de (1+k) ori mai mare decât cea a MTR DF -S.

3.4.2. Consumul specific de combustibil

Consumul specific de combustibil se poate scrie:

(3.86)

sau

(3.87)

Se observă, din relația anterioară că, MTR-DF AM are un consum specific de combustibil de (1+k) ori mai mic decât cel al MTR DF -S.

În concluzie, rezultă că performanțele celor trei sisteme de propulsie prezentate până acum MTR-SF, MTR-DF S și MTR- AM respectă inegalitatea:

PerformanțeMTR < PerformanțeMTR-DF S < PerformanțeMTR-DF AM.

Din datele observate din cele prezentate până acum putem sppune că MTR DF este superior din majoritatea punctelor de vedere față de MTR, și prezintă următoarele avantaje:

1. realizeaza un consum de combustibil mai mic cu 5060 % decat cel al MTR, în consecință, este un motor mai economic. De aceea este utilizat în echiparea avioanelor de transport. Concret

2. dezvoltă o forță de propulsie de ori mai mare decât forța de propulsie a MTR, din punct de vedere al forțelor de propulsie rezultă astfel patru generații de motoare :

= prima generatie cu F<50.000 N

= a doua generatie ar fi genul de motoarelor cu F< 100.000 N

= a treia generatie cu F între 100.000 N și 400.000 N

= a patra generatie cu F > 400.000 N

3. un nivelul scazut de zgomot pe care il realizeaza acest motor .

Toate partile componente ale sistemului ( turbina, dispozitivul de admisie, compresorul, camera de ardere, ajutajul ) sunt surse de zgomot pentru sistem; aceste surse diferă ca intensitate și ca frecvență. Cea mai importanta sursa de zgomot o reprezinta jetul de gaze de ardere care părăsește sistemul și pătrunde în aerul din mediul înconjurator sistemului. Zgomotul produs va fi dat de impactul dintre moleculele gazelor care au viteza mare și moleculele de aer ce au viteză zero. Nivelul de zgomot depinde de viteza gazelor de ardere, aceasta fiind proporțională cu viteza de iesire la puterea a opta. Pentru a reduce zgomotul este necesară reducerea vitezei de iesire a gazelor de ardere, ceea ce ar duce la reducerea forței specifice a motorului. Dacă debitul ar rămâne constant, forța de propulsie ar scădea, iar pentru a împiedica acest lucru, s-a introdus o elice ce a fost intubată, care poate sa absoarba debite mari, de pana la 500 kg/s fluid. Prin această metodă forța de propulsie va crește pe baza debitului de aer, chiar dacă se micșorează .

3.5. Influența paremetrilor principali ai motorului asupra caracteristicilor de masă ale sistemelor de propulsie

Cerințele tot mai severe asupra masei motorului și mai general a construcțiilor a condus la cristalizarea în ultimele două decenii la o nouă disciplină științifică, denumită: Proiectarea cu restricții de masă . În cazul sistemelor de propulsie ea are ca obiective:

– studiul caracteristicilor masice și forma lor concretă de manifestare

– determinarea legăturilor dintre parametrii geometrici, sistemele de comandă și elementele de rezistență pe de o parte și caracteristicile de masă ale motorului pe de altă parte;

– cercetarea legăturilor dintre dimensiunile, încărcăturile și masele elementelor motorului;

– studiul mărimilor ce caracterizează distribuția masei motorului.

Factorii care influențează caracteristicile de masă ale unui produs, în particular, ale unui sistem de propulsie, îi putem împărți în trei categorii, așa cum se poate observa în figura 3.22.

Fig. 3.22. Factorii ce influențează caracteristicile de masă a unui motor

Factorii de nivel 1 sunt factorii a căror influență se manifestă în mod nemijlocit asupra masei construcției. Factorii de nivel 2 au o complexitate mult mai mare, ca de altfel și influența lor asupra caracteristicilor de masă (în general influența lor nu se manifestă în mod direct), iar factorii de nivel 3 au cea mai complexă structură și influența asupra masei motorului, în general de natură indirectă.

3.5.1. Calculul masei motorului

Determinarea exactă a masei motorului, bineînțeles, se poate face numai după realizarea lui, prin cântărire. În diferite stadii de proiectare este nevoie de o evaluare aproximativă a masei motorului. Cercetările întreprinse au permis punerea în evidență a unei formule semiempirice de determinare a masei motorului în funcție de parametrii principali ai ciclului său termodinamic, astfel avem formula:

(3.88)

în care:

= debitul de aer al fluxului primar la sol și punct fix

= gradul de comprimare al compresorului la sol și punct fix

= coeficient de amplificare a masei motorului pe seama elementelor fluxului secundar

Pentru MTR =1

– coeficient de influență a temperaturii , la valori ridicate a temperaturii, asupra masei motorului:

[1+()] , cu = 1…2; (3.89)

= factoul de tehnologicitate (de perfecțiune a construcției motorului), care depinde de anul de fabricație al motorului.

– constante

În cazul sistemului de propulsie MTP, pentru calculul masei reductorului, se poate folosi următoarea formulă:

(3.90)

unde:

– puterea maximă la decolare

– turația elice, rot/min

A – constantă, a cărei valoare se află în intervalul 40…45

3.6. Analiza comparativă a performanțelor motoarelor turboreactoare – Studiu de caz 1

Pentru această evaluare comparativă a sistemelor de propulsie am utilizat analiza multi-criterială avansată.

Metoda a fost elaborată de către profesorul F. ZWICHY, specialist în astrofizică și se poate folosi pentru fundamentarea unei eventuale decizii de înzestrare pe baza unor cerințe (parametri, criterii etc.).

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

– ordinea criteriilor se stabilește comparându-le pe perechi;

– 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 diversele variante, analiza se face separat, prin prisma fiecărui criteriu.

Criteriile trebuie să fie bine definite, să delimiteze anumite caracteristici ce se impun obiectului analizei, care pot duce la o caracterizare fără ambiguități.

Criteriile considerate pentru această analiză sunt:

Forța specifică de tracțiune a sistemului de propulsie (F)

Consumul specific de combustibil (C)

Masa specifică a motorului (M)

Randamentul sistemului de propulsie (R)

Viteza de zbor (V)

Zgomotul produs (Z)

Ponderea criteriilor se stabilește pe o grilă cu trei valori. Se compară fiecare criteriu cu fiecare și se atribuie una din valorile 0, 0,5 și 1 în funcție de importanță. Determinarea se finalizează cu calcularea coeficienților de pondere (yi) prin metoda FRISCO:

yi = (p+m+Δp+0,5)/(-Δp’+Ncrt/2) (3.91)

unde:

p – 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.

În tabelul 3.1. este determinată ponderea fiecărui criteriu considerat.

Tabelul 3.1. Calculul ponderii criteriilor

Nota acordată trebuie să fie un număr întreg cuprins între 1 și 10 și se acordă fiecărui sistem de propulsie, conform fiecărui criteriilor considerate. Astfel, în tabelul 3.2. am acordat fiecărei variante următoarele note N:

Tabelul 3.2. Acordarea notelor

Pentru determinarea matricei consecințelor se calculează produsul dintre notele acordate și coeficienții de pondere. În final, se calculează sumele acestor produse și se stabilește clasamentul final. Clasamentul este redat în tabelul 3.3.:

Tabelul 3.3. Matricea consecințelor

Se poate obseva din matricea consecințelor că motorul turboreactor dublu flux – amestecat este câștigătorul analizei comparative. Alegerea criteriilor și ponderea lor a fost realizată din persepctiva operatorului de sistem. Dar dacă se urmăresc anumite scopuri, precum o decizie de achiziționare sau modernizare de sistem (costurile putând reprezenta un criteriu esențial) sau în funcție de destinație și necesitate (consumul de combustibil și costurile de întreținere pot fi neglijate în detrimentul performanțelor), se modofică datele de intrare ale analizei și implicit rezultatele.

Clasamentul (Figura 3.23.) rezultat în urma analizei prezentate, indică faptul că sistemele de propulsie adaptate cerințelor legate de optimizarea performanțelor de zbor (forța de propulsie, consumul specific de combustibil, etc.) au câștig de cauză.

Fig. 3.23. Clasament analiză motoare turboreactoare

4. ANALIZA COMPARATIVĂ A PERFORMANȚELOR MOTOARELOR TURBOPROPULSOARE DIN DOTAREA ELICOPTERELOR M.Ap.N. ȘI M.A.I.

4.1. Motorul Artouste III B

I. Descrierea motorului:

Motorul ARTOUSTE III B (Anexa 1 figura 4.1.) este un motor cu turbină cu gaze, destinat să echipeze elicopterele ușoare. Este un motor cu priză de putere în fața compresorului, echipat cu reductor propriu de turație și montat pe elicopterul IAR-316 B (Figura 4.2. ).

Fig. 4.2. Elicopterul IAR 316B

Motorul cuprinde în principal (Figura 4.3.):

dinamo-demaaror – 1

reductor de turație – 2

dispozitive de admisie laterală

compresor axial – 3

compresor centrifugal – 4

cameră de ardere inelară cu injecție centrifugală – 5

turbină axială cu trei trepte – 6

dispozitiv de evacuare a gazelor (efuzor) – 7

echipamente și accesorii.

Fig. 4.3. Motorul Artouste III B – părți componente

1. Reductorul de turație:

Asigură reducerea turației transmisă de G.T.M. la transmisia elicopterului și la accesoriilor G.T.M. Este situat în partea anterioară a turbomotorului și formează un ansamblu împreună cu comandă accesoriilor. Reductorul, prin arborele său de ieșire, constituie priza de putere.

2. Dispozitivul de admisie:

Asigură admisia aerului atmosferic necesar funcționării camerei de ardere.

Se compune în principal din:

carenaje de intrare a aerului;

carterul turnant al intrării în compresor.

Carenajul de intrare comportă două prize laterale de aer prevăzute cu site de protecție împotriva pătrunderii corpurilor solide sau cu filtre antinisip. Carterul de intrare a aerului constituie și suportul lagărului anterior al compresorului și este de tip inelar, prevăzut cu montanți de rigidizare și laminare a fluxului de aer admis în motor.

3. Compresorul motorului:

Asigură creșterea presiunii și vitezei aerului la valorile necesare funcționării corecte a camerei de ardere.

Compresorul motorului ARTOUSTE III B aste de tip mixt (axial-centrifugal). El se compune dintr-o treaptă de compresor axial cu rol de supraalimentare cu aer a compresorului centrifugal și de mărire a gradului de comprimare a aerului și dintr-un compresor centrifugal de tip semiînchis cu colector inelar și cu palete fixe.

Compresorul axial este format din:

rotor tip disc cu palete montate la locașuri radiale fixate la disc prin bolțuri siguranțate; prin arborele rotorului trece tubul de combustibil spre camera de ardere ;

statorul compresorului axial compus din două rânduri de palete fixe, cu secțiune de trecere divergentă) sudate pe un inel de pe carter.

Compresorul centrifugal este format din:

rotorul compresorului centrifugal;

arborele compresorului centrifugal;

două difuzoare cu paiete fixe;

cartere și capace.

Rotorul compresorului centrifugal este compus dintr-un anterotor fixat cu trei știfturi și un disc du palete radiale; discul este fretat pe arbore și prevăzut cu labirinți de etanșare.

Arborele compresorului centrifugal constituie partea anterioară a arborelui principal al generatorului de gaz. Cuprinde roata de injeție și palierul anterior al arborelui principar- rulment cu bile.

Statoarele compresorului centrifugal cuprind difuzorul radial al primei trepte și difuzorul axial al celei de-a doua, montat în interiorul contracartelului, capacul față al compresorului și capacul suport al difuzorului radial cu palete.

4. Camera de ardere:

Asigură amestecarea în proporții stoechiometrice a aerului comprimat furnizat de compresoare cu combustibilul fin pulverizat, arderea amestecului combustibil și dirijarea gazelor arse către turbină.

Camera de ardere este da tip inelară, cu scurgere în echicurent și cu injecția centrifugală de combustibil. Combustibilul este centrifugat între peretele exterior și cel interior.

Ansamblul camerei de ardere se compune din:

carterul camerei de ardere, care constituie peretele exterior al C.A.;

cameră de ardere de tip inelar, cu flux direct și care cuprinde;

un înveliș exterior;

un înveliș interior;

un labirint.

Cartelul camerei de ardere conține bosaje pentru montarea diverselor organe și bușon derenaj cameră de ardere.

5. Turbina:

Asigură transformarea energiei cinetice a gazelor arse în C.A. în energie mecanică pentru antrenarea compresoarelor și a accesoriilor motorului.

Ea cuprinde:

trei trepte axiale (o treaptă cuprinde un stator și un rotor);

un arbore.

Din punct de vedere al rezistenței termice și mecanice o treaptă de turbină, spre deosebire de una de compresor are în față statorul și în spate rotorul.

Turbina și compresorul centrifugal sunt montate pe același arbore care este cuplat prin intermediul unui manșon cu arborele compresorului axial; ansamblul compresor centrifugal și turbina fiind montat pe un singur arbore poartă denumirea de „ansamblu turnant”.

6. Dispozitivul de evacuare:

Este de tip divergent și asigură dirijarea gazelor arse și evacuarea lor în atmosferă creând astfel o mică forță de tracțiune (neglijabilă însă în raport cu cea a rotorului portant). În plus, asigură și aerul cald destinat unor echipamente auxiliare ale celulei.

Dispozitivul de evacuare sau „efuzorul” este montat pe carterul turbinei cu ajutorul unui inel de fixare. Este alcătuit dintr-un înveliș exterior și altul interior între care circulă aer atmosferic, aspirat prin fenomenul de ejecție și folosit pentru climatizarea cabinei.

II. Caracteristici tehnice principale ale motorului :

III. Caracteristicile generatorului de gaz:

turația – n = 33.500 ± 200 rot./min., cu variația de turație în regim tranzitoriu de ± 1.000 rot./min.;

debitul de aer – G=4,5 kg/sec;

gradul de comprimare – P2/PH =5,2;

randamentul compresorului = 0,759;

randamentul turbinei = 0,862 ;

viteza de ieșire a gazelor din motor C5 = 95 ,2 m/sec;

turația la relanti a ansamblului turnant – Nr = 17.500 + 1.500 rot./min.:

turația la sfârșitul fazei de aprindere – N= na = 6.000 rot./min.;

turația în regim de ventilație nv = 5.000 rot./min.;

temperatura aerului la ieșirea din compresorul axial t1 = 60° C;

temperatura aerului la ieșirea din compresorul centrifugal – t2 = 250° C;

temperatura de intrare a gazelor în turbină – t3 = 700°C;

temperatura gazelor la ieșirea din turbină:

t4max. = 550° C;

t4max.continuu = 500° C;.

t4max.demarare = 630° C;

t4max.demarare ( max.2 sec.) = 680° C;

t4max.reziduală < 150° C;

puterea echivalentă a motorului = 433 Kw 588 CP

IV. Limitări de putere motor:

450 C.P. – fără restricții;

500 C.P. – pentru 15% din resursa C.T.P. – ului;

550 C.P. – pentru scurte perioade de 10-20 sec.

V. Dimensiuni de gabarit:

lungime totală = 1 805,33 mm;

lățime totală = 520 mm;

înălțime totală = 627 mm.

4.2. Motorul Turbomeca ARRIUS 2B2 (T2)

I. Descrierea motorului:

Motorul ARRIUS 2B2 este un motor turbopropulsor ușor, cu turbină liberă, ce cuprinde o singură treaptă de compresor, centrifugal, antrenat de o singură treaptă de turbină și o treaptă a turbinei libere, ce antrenează reductorul și trenul de forță al aeronavei și echipează elicopterul Eurocopter EC 135 (Figura 4.4.).

Elicopterul EC135 T2 este echipat cu motoare Turbomeca ARRIUS 2B2, ambele tipuri de motoare se află în clasa 450kW. Greutatea maximă de decolare este de 2720kg pentru variante standard (fiind posibilă upgradarea până la 2835kg MTOW), cu încărcătură acroșată 2900kg.

Fig. 4.4. Elicopterul Eurocopter EC 135

Motorul funcționează în mare parte asftel: după ce combustibilul dozat de FCU (Fuel Command Unit, care reprezintă unitatea de comandă a combustibilului), este pulverizat într-o cameră de ardere inelară, cu inversare de sens, prin douăsprezece duze (2 de pornire plus 10 principale), montate în jurul carcasei generatorului de gaze. Un ansamblu de înaltă tensiune pentru scânteie și o bujie dublă sunt folosite pentru pornirea combustiei. Un FADEC (Full-AuthorityDigital-Engine-Control) monocanal, cu sistem de dublare mecanic FMM (Fuel Metering Module) asigură comanda precisă a turației de ieșire a motorului și răspunsul rapid la cerințele/comenzile de putere. Un motor electric pas-cu-pas, situat în ansamblul de control al combustibilului lucrează în conjuncție cu FADEC și modifică debitul după cerință.

Motorul este proiectat modular și cuprinde în principal (Figura 4.5.):

– modulul reductorului

– modulul generatorului de gaze și al turbinei libere

– subsistemele motorului

Fig. 4.5. Motorul Arrius 2B2 – părți componente

1. Modulul reductorului:

Reduce turația turbinei libere la o turație potrivită pentru intrarea în transmisia principală. Un al doilea tren de reducție reduce turația generatorului de gaze la o turație potrivită antrenării tuturor accesoriilor motorului.

Reductorul constă dintr-o carcasă frontală și una posterioară din aliaj ușor. Partea inferioară a reductorului formează rezervorul de ulei al motorului. Un perete, situat de jur

imprejurul carcasei poserioare, separă reductorul de modulul generatorului de gaze / turbinei libere. Arborele de ieșire este înclinat în sus, pentru a întâmpina cerințele de montaj ale transmisiei principale.

Reductorul are un tren format din două trepte elicoidale și o treaptă cu roți înclinate, care modifică turația turbinei în turația arborelui de ieșire. Ansamblul de ieșire al motorului este cuplat la a doua treaptă de reducție, prin caneluri interioare. Reductorul de antrenare al accesoriilor asigură turația necesară pentru antrenarea tuturor accesoriilor motorului, care sunt:

– starter/generator

– pompele de combustibil de joasa și de înaltă presiune

– pompa de ulei

– alternatorul (cu magnet permanent)

2. Generatorul de gaze / Turbina liberă (de putere):

Acest modul oferă energia necesară antrenării arborelui accesoriilor și reductorului principal.

Generatorul de gaze / Turbina liberă constă, în principal, dintr-un compresor centrifugal, cu o singură treaptă, antrenat de o singură treaptă de turbină și o singură treaptă de turbină liberă.

Aerul pătrunde în motor printr-un dispozitiv de admisie radial, format din carcasa compresorului (statorul), unde este direcționat înapoi prin efectul de centrifugare. Aerul accelerat de paletajul compresorului trece prin tuburile difuzoare, care modifică direcția de curgere cu 90o și transformă viteza în presiune statică. Aerul cu presiune mare înconjoară intrarea în camera de ardere. Intrarea în camera de ardere are perforații care permit intrarea

aerului sub presiune. Vena de aer își schimbț direcția cu 180o și este amestecată cu combustibilul provenit din cele două duze de pornire și 10 principale. Amestecul aer/combustibil este aprins și gazele rezultate sunt direcționate către turbine. Gazele rezultate din camera de ardere trec prin paletajul turbinei compresorului, determinându-i rotirea, care antrenează compresorul. Gazele își continuă expansiunea în ansamblul stator-rotor al turbinei libere. Gazul ce iese din turbina liberă este direcționat printr-un dispozitiv de evacuare inelar, direct în atmosferă.

3. Subsistemele motorului:

Sistemul de ungere, asigură ungerea și răcirea motorului cu ajutorul uleiilui. Toate

componentele sunt instalate pe motor, cu excepția ansamblului de răcire.

Sistemul de combustibil al motorului, ARRIUS este echipat cu sistem FADEC.

Acest sistem integrat de control și comandă încorporează toate ansamblele de comandă pentru controlul automat și manual al motorului. Subsistemul de combustibil livrează combustibil dozat motorului. El este controlat automat de către subsistemul de comandă al motorului. Subsistemul de comandă al motorului oferă capabilitatea de suplimentare/dublare a funcționării FADEC, pentru asigurarea posibilității operării manuale a subsistemului de combustibil.

Ansamblul de dozare a combustibilului FMU (fuel metering unit):

Este instalat în fața reductorului. Este un ansamblu hidromecanic, care guvernează curgerea combustibilului în întreaga gama de regimuri de funcționare ale motorului. El folosește semnalele EECU (electirc engine control unit) sau poziția manetei pas-gaz ca parametri de intrare. FMU funcționează în două moduri de bază: modul automat, în care debitul de combustibil este comandat de EECU și modul manual, unde debitul de combustibil este determinat de poziția manetei pas-gaz. Combustibilul sub presiune venit de la pompă este canalizat către supapa de dozare a combustibilului și către supapa de bypass, care menține o diferență de presiune constantă de-a lungul supapei de dozare.

II. Caracteristici tehnice principale ale motorului:

III. Caracteristicile generatorului de gaz:

turația transmisiei: 5 898rpm

turația turbinei liber: 44 038 rpm

turatia motorului: 54 117 rpm 100%

debitul de aer – 2,8 kg/sec

grad de comprimare: 9,1

rata de amestec combustibil-aer: 1/45

temperatura în camera de ardere: 2500 ° C

turatia mimima autorizata: 32470 rpm (60%)

turatia maxima contiua: 53564 rpm 98.9%

turatia la decolare: 54105 rpm 99.9%

turatia maxima continua fara un motor: 55187 rpm 102.0%

turatia maxima 2 min FUM: 56413 rpm 104.2%

turatia maxima 30 sec FUM: 57081 rpm 105.5%

IV. Limitări de putere motor:

432 KW 587 – continu

480 KW 653 – la decolare

485 KW 659 – continuu cand celalalt motor este oprit

544 KW 740 – 2 min cand celalalt motor este oprit

557 KW 757 – 30 sec cand celalalt motor este oprit

V. Dimensiuni de gabarit:

lungime totală = 1.158 mm

lățime totală = 518 mm

înălțime totală = 690 mm

4.3. Motorul Turbomeca TURMO IV C

I. Descrierea motorului:

Motorul Turbomeca TURMO IV C (Anexa 1, figura 4.6.)este un motor turbopropulsor, cu turbină liberă, ce cuprinde un compresor mixt în două trepte, o turbină în doua trepte și încă o treaptă a turbinei libere, care constituie priza de putere a motorului și este cuplat direct la cutia de transmisie principală a elicopterului. Sensul de rotație al turbinei (văzut din spate) este antiorar. Motorul este cel care echipează elicopterul IAR 330 (Figura 4.7.).

Fig. 4.7. Elicopterul IAR 330

Motorul cuprinde în principal (Figura 4.8.):

dispozitivul de admisie

compresor cu două trepte (una axială și una centrifugală);

cameră de ardere inelară cu injecție prin centrifugare;

turbină axială cu două trepte.

turbină liberă

dispozitivul de evacuare (ajutaj)

Fig. 4.8. Motorul TURMO IV C – părți componente

Turbomotorul cuprinde și echipamente și accesorii care permit utilizarea lui: dispozitiv de pornire și reglaj, circuit de ungere, dispozitive de control a funcționării, dispozitiv antigivraj, dispozitiv antiincendiu.

1. Dispozitivul de admisie:

Acest dispozitiv de admisie asigură debitul de aer necesar motorului și antrenarea accesoriilor generatorului de gaz. Datorită construcției sale, în documentația tehnică, se mai numește "carterul prizei de admisie și de antrenare a accesoriilor", formând un ansamblu complex ce constituie primul element de rezistență al motorului.

Dispozitivul de admisie al motorului TURMO IV C se compune din:

– carterul prizei de admisie;

– capacul portjiclor;

– lagărul tubului de carburant;

– cutia de transmisie superioară;

– cutia de transmisie inferioară.

2. Compresorul motorului:

Asigură creșterea presiunii și vitezei aerului la valorile necesare funcționării corecte a camerei de ardere.

Compresorul motorului TURMO IV C este de tip mixt (axial-centrifugal). El se compune dintr-o treaptă de compresor axial cu rol de supraalimentare cu aer a compresorului centrifugal și de mărire a gradului de comprimare a aerului și dintr-un compresor centrifugal de tip semiînchis cu colector inelar și cu palete fixe.

Compresorul axial este transonic și are rolul de a realiza prima comprimare a aerului aspirat prin carterul prizei de admisie.

Ansamblul compresor este închis într-un contracarter asamblat în față cu carterul prizei de admisie, iar în spate cu carterul turbinei gazogeneratorului.

Constructiv, compresorul axial se compune din:

– elemente fixe: contracarterul și ansamblul stator;

– elemente mobile: arbore cu coroana paletelor, lagărele și paletele de rotor.

Elementele fixe au rolul de a canaliza fluxul de aer la trecerea acestuia prin paletele discului și la ieșirea din compresorul axial către compresorul centrifugal.

Elementele mobile formează ansamblul rotor care se mișcă în interiorul contracarterului

Compresorul centrifugal are rolul de a aduce aerul de după compresorul axial și de al trimite la anumiți parametrii în camera de ardere, iar unele elemente din construcția acestuia formează suporți pentru lagăre.

Din punct de vedere constructiv, compresorul centrifugal al motorului TURMO IV C se compune din:

a) părți fixe:

– carterul de intrare care susține carcasa lagărului posterior al compresorului axial, paharul (caseta) și carcasa elastică a lagărului anterior al ansamblului rotor;

– capacul compresorului centrifugal;

– capacul difuzoarelor echipat cu 2 labirinți;

– prima treaptă a difuzorului cu palete;

– a doua parte (a doua treaptă) a difuzorului cu palete (care face parte din carterul turbinei).

b) părți mobile:

– rotor format din antirotor și disc;

– arborele rotorului;

– cuplajul de antrenare al compresorului axial.

O parte din părțile fixe ale compresorului centrifugal se găsesc dispuse în interiorul contracarterului, iar o altă parte după contracarter. Elementele fixe conduc aerul spre compresorul centrifugal, contribuie la mărirea gradului de comprimare și dirijează aerul spre camera de ardere. De asemenea, asigură transmiterea solicitărilor de la lagărul posterior al compresorului axial și de la lagărul anterior al ansamblului rotor la carterul de intrare al compresorului centrifugal, la contracarter și la carterul turbinei.

3. Camera de ardere:

Camera de ardere este ansamblul în interiorul căruia se realizează arderea carburantului și are rolul de a asigura transformarea energiei chimice a combustibilului în energie termică în condiții optime.

Camera de ardere cuprinde:

– carterul turbinei, acesta constituind peretele exterior al camerei de ardere;

– tubul de foc, de tip inelar, cu flux direct, cu injecție centrifugală de carburant ,care la rîndul lui se compune din:

înveliș exterior,

înveliș interior,

labirint de etanșare.

4. Turbina:

Are rolul de a produce energia necesară antrenării compresorului, accesoriilor și utilizatorului principal, prin transformarea energiei potențiale de presiune în lucru mecanic.

Este un element motor deoarece transmite mișcarea la compresoarele turbomotoarelor și la o serie de accesorii. Este o turbină axială cu gaze cu două trepte, fiind compusă din:

– elemente fixe: statorul treptei I, statorul treptei II și statorul turbinei libere;

– elemente mobile: arborele turbinei, două rotoare, arborele cu flanșă, lagărul posterior al ansamblului rotor.

Turbina liberă este elementul generator de lucru mecanic care antrenează cutia de transmisie principală a elicopterului. Turbina liberă este antrenată de gazele ce ies din turbina gazogeneratorului. Turbina liberă se compune din următoarele elemente:

– elemente fixe: difuzorul de ieșire al turbinei libere și lagărele turbinei;

– elemente mobile: arbore și rotor de turbină.

5. Dispozitivul de evacuare:

Ajutajul de evacuare este un organ din tablă, având scopul de a evacua gazele în atmosferă după trecerea lor prin turbină. În funcție de poziția motorului pe elicopter, ajutajul poate fi rotit prin orientarea corespunzătoare a poziției sale.

Ajutajul motorului TURMO IV C cuprinde:

– o flanșă conică anterioară, care permite fixarea ajutajului

– un corp din tablă pe care sunt sudate flanșa anterioară și 2 bosaje pentru drenarea ajutajului;

– o flanșă interioară cu canal anterior (în care se îmbină învelișul de protecție termică a lagărului turbinei) și cu canal posterior (în care se îmbină învelișul de protecție termică a tubului de legătură).

Învelișul de protecție termică izolează carcasele și părțile constituente ale prizei de mișcare a cutiei de transmisie a turbinei libere față de radiațiile termice date de zona centrală a difuzorului de ieșire al turbinei libere.

II. Caracteristici tehnice principale ale motorului :

Performanțele motorului s-au stabilit la punct fix, în condiții standard (150C,1013mbari), fără circuitul antigivraj cuplat:

III. Caracteristicile generatorului de gaz:

– turația gazogeneratorului = 33800rot/min;

– turația turbinei libere = 22840rot/min;

– debit de aer = 6,20kg/s;

– gradul de comprimare = 5,9;

– turație la ralanti sol = 21000rot/min;

– turație la ralanti zbor = 25000rot/min;

– domeniul climatic de funcționare = -300C ÷ +500C;

– temperatura maximă T4 = 7900C;

– temperatura uleiului = -200C ÷ +1000C;

– temperatura carburantului = -200C ÷ +500C;

– presiunea carburantului la intrarea în circuitul motorului:

– la pornire = 0,3 ÷ 0,8bari;

– la funcționare = 0,4 ÷ 1,2bari;

presiunea uleiului:

– maxima = 4,5bari;

– minima = 0,7bari;

debit de combustibil:

– la ralanti sol = 135dm3/h;

– maxim = 590dm3/h;

IV. Limitări de putere motor:

960 KW – maxim continu

1.115 KW – la decolare

1.100 KW – FUM

1.217 KW (1,632 shp) – maxim 2,5 min

V. Dimensiuni de gabarit:

– lungime totală = 2184mm;

– lățime = 637mm;

– înălțime totală= 719mm.

4.4. Motorul KLIMOV TV3 117 (VM /MT)

I. Descrierea motorului:

Motorul este de tip turbopropulsor cu turbina libera, puterea dezvoltata de motor fiind transmisă reductorului prin intermediul unei trepte independente de turbină, legată gazodinamic de motorul propriu-zis. Motorul KLIMOV TV3 117 echipează elicopterul MI 17(Figura 4.9.)

Fig. 4.9. Elicopterul MI – 17

Motorul este compus din următoarele ansambluri și sisteme (Figura 4.10.):

1. Reductor de turație;

2. Dispozitiv de admisie;

3. Compresor axial cu zece trepte;

4. Cameră inelară de ardere cu opt capete pentru injectare;

5. Turbină axială cu două trepte ale compresorului;

6. Turbină axială liberă cu două trepte;

7. Transmisia principală;

8. Evacuare (Efuzor).

Pe lângă toate acestea, motorul mai cuprinde și sisteme de răcire, ungere, aerisire; sistemul de alimentare cu combustibil; sistemul de alimentare cu energie electrică și de pornire; sistemul hidraulic, de drenaj, sistemul antigivraj și antiincendiar.

Fig. 4.10. Motorul KLIMOV TV3 117 (VM /MT) – părți componente

1. Reductorul de turație

Reduce turația turbinei libere la o turație potrivită pentru intrarea în transmisia principală. Un al doilea tren de reducție reduce turația generatorului de gaze la o turație potrivită antrenării tuturor accesoriilor motorului. Este situat în partea anterioară a turbomotorului și formează un ansamblu împreună cu comandă accesoriilor. Reductorul, prin arborele său de ieșire, constituie priza de putere.

2. Dispozitivul de admisie

Acest dispozitiv de admisie asigură debitul de aer necesar motorului și antrenarea accesoriilor generatorului de gaz. La acest motor dispozitivul de admisie este axial-simetric cu dejivrare cu aer cald prelevat de la compresor.

3. Compresorul motorului:

Este destinat pentru comprimarea aerului captat prin dispozitivul de admisie din atmosferă și debitarea acestuia în camera de ardere.

Compresorul este de tip axial, cu zece trepte, cu un singur etaj de presiune, construcție tambur disc, cu palete orientabile la aparetul de dirijare și la statoarele primelor trei trepte, pentru menținerea unui înalt coeficient de randament la o gamă mare de turații ale rotorului compresorului și pentru a asigura condiții optime de curgere a aerului la pornirea motorului.

Compresorul se compune din:

carcasa compresorului,

aparate de dirijare,

discuri de lucru,

rotor-tambur,

Acestea sunt așezate pe două lagăre, lagărul anterior este cu role pentru preluarea eforturilor radiale și axiale.

4. Camera de ardere:

Camera de ardere , este de tip inelar, este situată între compresor și turbină și este destinată arderii amestecului aer-combustibil (aerul trimis de compresor sub presiune și combustibilul trimis de pompa de combustibil prin injectoare) și debitarea gazelor arse în turbină.

Constructiv, ansamblul camerei de ardere este alcatuit din:

corpul exterior al difuzorului

corpul interior al difuzorului

corpul camerei de ardere

tubul de foc

opt injectoare de lucru pentru combustibil

două blocuri de pornire

5. Turbina:

Turbina compresorului este de tip axială cu două trepte, care antrenează compresorul și transmisia agregatelor motorului.

Turbina liberă nu este legată cinematic de turbina compresorului, legătura fiind realizată gazodinamic. Este o turbină axială cu două trepte, cu discuri centrate, cu orificiu central, având construcție similară cu turbina compresorului. Prima treaptă este prevăzută cu 43 palete la rotor și 31 palete la stator, iar treapta aII-a cu 37 palete la rotor și 29 la stator.

Turbina liberă este asigurată cu ajutorul a două lagăre cu rulmenți cu bile și cu rulment cu role la cuplajul cu arborele de putere. Ungerea și preluarea eforturilor se asiguă prin montanții dispozitivului de evacuare, care au în plus rolul de a uniformiza câmpul de curgere a fluidului de lucru și a rigidiza construcția tubului de evacuare

6. Dispozitivul de evacuare:

Dispozitivul de evacuare este destinat pentru închiderea canalului de gaze al motorului și devierea acestora la un unghi de 900C față de axa motorului înainte de a fi evacuate în atmosferă. Tubul de evacuare are pereți dubli între care circulă aer de răcire micșorând astfel cedarea de căldură în afara motorului. Dispozitivul de evacuare are o formă complicată tehnologic, asigurând carenarea și protecția arborelui de putere. Este fixat de carcasa turbinei libere cu o bandă metalică de strângere.

II. Caracteristici tehnice principale ale motorului :

Performanțe în regim nominal (H = 0 m, VH = 0 m/s, pentru atmosferă standard):

puterea la arbore: = 2200 C.P.

consum specific de combustibil: Csp = 0,275 kg/C.P.h

masa motorului echipat (nealimentat) = 285 kg.

III. Caracteristicile generatorului de gaz:

-turația compresorului = 21200 rpm

-turație turbina liberă = 15000 rpm

-gradul de comprimare = 9,4

-presiunea uleiului:

– maxima = 3,5bari;

– minima = 2 bari;

-temperatură ulei:

– minimă pentru funcționare îndelungată = 70 ° C

– recomandată = 80 ° C – 140 ° C

– maxim admisă = 150 ° C

-temperatura de funcționare combustibil:

– min -50 ° C

– max 60 ° C

-debit de combustibil = 475 kg/oră

-temperatură gaze în fața turbinei libere:

– T relanti = 780° C

– T croazieră = 870 ° C

– T nominal = 900 ° C

– T maxim decolare 975 ° C

IV. Limitări de putere motor:

– 1500 C.P. – regim de croazieră;

– 1700 C.P. – regim nominal;

– 2000 C.P. – la decolare;

– 2225 C.P. – regim de urgență

V. Dimensiuni de gabarit:

lungime totală = 2055 mm;

lățime totală = 650 mm;

înălțime totală = 726 mm.

4.5. Analiza comparativă a performanțelor motoarelor turbopropulsoare ce echipează elicopterele M.Ap.N. și M.A.I. – Studiu de caz 2

În acest capitol este prezentat un studiu de caz privind performanțele motoarelor turboreactoare și a elicopterelor corespunzătoare fiecărui motor, pentru a constata la sfârșit care din acestea este cel mai bine echipat cu sistemul de propulsie adecvat și astfel care oferă performanțele cele mai mari.

În primul rând, pentru această evaluare comparativă a sistemelor de propulsie am utilizat analiza multi-criterială avansată. Astfel avem patru etape pe care trebuie să le urmăm pentru această analiză multi-criterială:

Etapa I: Stabilirea criteriilor

Criteriile considerate pentru această analiză sunt:

Puterea la arbore a sistemului de propulsie (P)

Consumul specific de combustibil (C)

Masa specifică a motorului (M)

Viteza de zbor (V)

Sisteme electronice care îl însoțesc (E)

Dimensiuni (D)

Etapa II: Determinarea ponderii fiecărui criteriu și a coeficienților acesteia

Ponderea criteriilor se stabilește pe o grilă cu trei valori. Se compară fiecare criteriu cu fiecare și se atribuie una din valorile 0, 0,5 și 1 în funcție de importanță.

Determinarea se finalizează cu calcularea coeficienților de pondere (y) prin metoda FRISCO:

y = (p+m+Δp+0,5)/(-Δp’+Ncrt/2) (4.1)

unde:

p – 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.

În tabelul 4.1. este determinată ponderea fiecărui criteriu considerat.

Tabelul 4.1. Calculul ponderii criteriilor

Etapa III: Acordarea notelor pentru fiecare criteriu în funcție de sistemul de propulsie

Nota acordată trebuie să fie un număr întreg cuprins între 1 și 10 și astfel, în tabelul 4.2. am acordat fiecărei variante următoarele note N:

Tabelul 4.2. Acordarea notelor

Etapa IV: Calcularea produsului dintre notă și pondere

Pentru determinarea matricei consecințelor se calculează produsul dintre notele acordate și coeficienții de pondere. În final, se calculează sumele acestor produse și se stabilește clasamentul final. Clasamentul este redat în tabelul 4.3.:

Tabelul 4.3. Matricea consecințelor

În urma analizei multi-criteriale se poate observa că motorul KLIMOV TV3 117, care se află în dotarea elicopterului MI-17 este câștigătorul acestei analize. Alegerea criteriilor și ponderior a fost realizată din perspectivă subiectivă, dar care reflectă criteriile general valabile în determinarea performanțelor unui motor turbopropulsor. Reprezentarea grafică din figura 4.11. reflectă rezultatul clasamentului.

Fig. 4.11. Clasament analiză motoare turbopropulsoare

În ceea ce privește analiza comparativă, în vederea stabilirii celui mai bine echipat elicopter, am parcurs următoarele etape:

Etapa I: Alegerea criteriilor

Raportul puterii la arbore a motorului/ masa elicopterului (P)

Consumul specific de combustibil (C)

Raza maximă de acțiune (R)

Autonomie maximă (A)

Viteza de zbor (V)

Altitudine maximă de operare (I)

Greutate maximă (G)

Valorile pentru fiecare caracteristică în parte sunt centralizate în tabelul 4.4. Acestea reprezintă datele tehnice ale aeronavelor, în funcție de performanțele oferite de sistemul de propulsie care intră în dotarea respectivelor elicoptere.

Tabelul 4.4. Caracteristicile aeronavelor

Etapa II: Normarea caracteristicilor

Prin raportare la datele cu privire la caracteristicile aeronavelor (tabelul 4.4.), am atribuit note fiecărui elicopter în parte, pe criterii (tabelul 4.5.).

Tabelul 4.5. Acordarea notelor

Etapa III: Stabilirea ponderilor criteriilor

Valorile ponderilor (tabelul 4.6.) s-au stabilit în funcție de importanța atributelor specifice performanțelor motoarelor, dar în așa fel încât să reflecte la sfârșit elicopterul cel mai bine echipat din punct de vedere al sistemului de propulsie. Totodată suma ponderilor pe fiecare caracteristică în parte trebuie să fie egală cu 1.

Tabelul 4.6. Ponderile caracteristicilor aeronavelor

Etapa IV: Calculul indicatorilor de performanță (IP)

Indicatorii de performanță (tabelul 4.7.) se obțin făcând media ponderată, pentru fiecare elicopter în parte, dintre notelor acordate și ponderile caracteristicilor aeronavelor.

Tabelul 4.7. Valorile indicatorilor de performanță

În funcție de rezultatele obținute, am reprezentat grafic valorile indicatorilor de performanță (figura 4.12.). Așadar am obținut echiparea cea mai adecvată care aparține elicopterului Eurocopter EC 135 cu varianta de motor Turbomeca Arrius 2B2 (T2).

După ce am analizat comparativ și elicopterele care au în dotare aceste motoare, am tras concluzia că un motor puternic nu este de ajuns pentru a oferi bune carecteristici tehnico-tactice elicopterului, ci este necesar un echilibru între motor și caracteristicile aeronavei în sine, iar pe lângă aceasta o importanță deosebită o au sisteme electronice cu care vin să ajute la creșterea calității zborului.

Fig.4.12. Clasament analiză elicoptere

4.6. Tendințe și orientări de dezvoltare a sistemelor de propulsie

Din cele prezentate până acum, dar confirmat și prin opinia specialiștilor, putem să ne dăm seama ușor care sunt principalele direcții de dezvoltare a sistemelor de propulsie, și anume:

1. Creșterea economicității exploatării motorului. În acest scop diferite firme au lansat programe de realizare a unor motoare care să realizeze consumuri de combustibil cât mai mici. Dintre cele ma importante programe amintim: EEE (Energy Efficient Engine), ATEGG (Advanced Turbine Engine Gas Generator), JTDE (Joint Technology Demonstrator Engine), ATDE (Advanced Technological Demonstrator Engiene), etc.

2. Perfecționarea elementelor motorului. Un exemplu este concludent: la valori medii ale gradului de comprimare și ale temperaturii gazelor în fața turbinei, creșterea cu 1% a randamentului turbinei, mărește puterea unui sistem de propulsie su aproape 2%, reducând consumul specific, tot cu aproximativ 2%.

3. Elaborarea și utilizarea unor noi soluții constructive de sisteme de propulsie. Este vorba aici de utilizarea motoarelor combinate.

4. Extinderea gamei de combustibili utilizați. În acest sens se are în vedere utilizarea unor combustibili sintetici energo-intensivi, a hidrogenului, a metanolului, etc. Cele mai bune perspective le are hidrogenul. Utilizarea sa pe scară largă depinde de rezolvarea a două probleme nu tocmai simple: eliminarea pericolului la manipulare și ieftinirea tehnologiilor de obținere a sa.

5. Utilizarea unor noi materiale. Este vorba în primul rând de materiale compozite, care alături de materialele caramice, vor trebui să rezolve mare parte din problemele ce vor sta în viitor în fața constructorilor de motoare. Un rol crescând va reveni aliajelor de aluminiu turnate.

6. Elaborarea și echiparea motoarelor cu sisteme electronice perfecționate de comandă și control. Dintre avantajele pe care le va avea introducerea unor astfel de sisteme amintim: creșterea stabilității funcționării motorului și reducerea rezervei de siguranță la pompaj, mărirea fiabilității motorului, creșterea economicității motorului prin optimizarea regimului de funcționare în funcție de regimul de zbor, etc. (9)

4.6.1. Motorul diesel ca alternativă la motorul turbopropulsor pentru elicoptere – Centrul European de Cercetare

În data de 17-23 iunie a acestui an a avut loc a 50-a ediție a Salonului Aeronautic Internațional Paris Air Show, unde pe lîngă evoluțiile în zbor a aeronavelor prezente la spectacol, a avut loc și o expoziție statică în care marile companii aviatice s-au întrecut în a-și prezenta proiectele care, speră ei, că vor duce la creșterea calității zborului prin îmbunătățirea performanțelor, reducerea costurilor dar și o problemă de mare actualitate: poluarea.

Unul dintre proiecte este motorul diesel, special conceput pentru elicopterele monomotor de talie ușoară, care a fost testat în Trappes, Franța, încă din luna Martie, ca parte a proiectului European Clean Sky, proiect de cercetare în valoare de 1,6 miliarde de euro. Motorul prototip are 440 CP este un compromis între performanțele și cerințele de siguranță și durabilitate din aviație. Se preconizează să echipeze eliocpterul Eurocopter EC 120 pentru a fi testat practic. Comparativ cu un motor turbopropulsor, avantajul major al motorului diesel îl reprezintă consumul mic de combustibil. Principalul neajuns al motorului diesel este raportul mic putere-greutate. Masa mare a motorului poate fi compensată prin cantitatea mică de combustibil cu care trebuie alimentat elicopterul, deoarece pentru aceeași distanță consumul de combustibil e mult mai mic decăt la motoarele utilizate până acum.

Motorul prezentat este un V8 numit HIPE AE 440 (Figura 1.13.) și este un rezutat al colaborării dintre francezii de la Teos Powertrain Engineering și austriecii de la Austro Engine. Compania austiacă este specializată în masini de curse, fiind cea care a proiectat motorul iar compania franceză s-a axat mai mult pe componente și sisteme electronice, cum ar fi FADEC sistemul digital de control automat al motorului. Motorul are o greutate totală de 240 kg, spre deosebire de turbopropulsorul de pe EC 120 care aproximativ aceeasi putere dar doar 115 kg. Un alt avantaj major al motorului diesel este faptul că acesta iși păstrează performanțele neschimbate la nivelul mediu al mării și până la înălțimea de 2500 m, ceea ce un turbopropulsor nu poate face, potrivit oficialilor Clean Sky. Cu toate acestea designerii prototipului recunosc că acesta nu corespunde întru totul exigențelor impuse, el mai trebuie îmbunătățit. De exemplu demarorul nu este același care se folosește de obicei, ci a trebuit reproiectat și folosește două baterii electrice în loc de una. În Septembrie prototipul se va muta de pe bancul de probe, pe un elicopter, urmând ca mai apoi prin Ianuarie sau Februarie să fie integrat pe o aeronavă demonstrativă. Testele la sol vor continua până în Aprilie anul viitor, când este programat primul zbor, iar testarea în zbor până în luna Octombrie 2014.

Fig. 4.13. Motorul diesel V8 HIPE AE 440

Până la proba contrarie, inginerii și cei de la Eurocopter au de remediat anumite probleme, constatate la bancul de probă, cum ar fi reducerea vibrațiilor cauzate de cuplul motorului. Astfel e necesar un sistem mecanic care să ajute la reducerea vibrațiilor pentru a nu fi nevoie proiectarea unei cutii de viteze și mai puternice.

Deja s-au făcut unele modificări la structura unui elicopter EC 120 care includ accesoriile pentru motor și un ambreiaj special. Datorită sistemului electronic FADEC, comportamentul de funcționare al motorului diesel va fi căt mai aproape posibil de cel al unui turbopropulsor, pentru ca pilotul să se simtă la fel de confortabil în pilotarea elicopterului, ne asigură inginerii.

Programul își propune sa demonstreze că e posibilă reducerea consumului de combustibil cu 30% a soluțiilor de elicoptere deja existente pe piață.

5. CONCLUZII

În lucrarea de față am studiat un numar semnificativ de sisteme de propulsie, criteriile de cercetare și analiză a acestora sunt multiple, dar dintre cele mai importante putem aminti: forța de tracțiune, puterea efectivă, randamentul, viteza de zbor și masa motorului. Pe baza acestor criterii au fost analizate, o serie de sisteme de propulsie începând cu motoarele cu piston și elice apoi cele cu tracțiune prin reacție (MTR, MST, MPR, MR ) și încheind cu motoarele cu tracțiune combinată (MTP, MTR-DF). La începutul lucrării am prezentat isoricul și evoluția propulsiei aeronautice, apoi am clasificat sistemele de propulsie în funcție de mai multe criterii, și am continuat cu prezentarea elementelor specifice studiind modul de funcționare și caracteristicile constructive ale fiecărui motor prezentat.

Primul studiu de caz a avut scopul de a releva cea mai bună soluție constructivă de motor turboreactor prin și după ce am analizat influența randamentelor asupra performanțelor specifice, și am evaluat comparativ sistemele, am constatat că motorul turboreactor dublu flux – amestecat, este la ora actuală cel mai echilibrat ca performanțe. Așadar opinia pe care mi-am format-o pe parcursul acestei analize, este că motorul adaptat cerințelor legate de optimizarea performanțelor de zbor (forța de propulsie maximă, consumul specific de combustibil, etc.) au câștig de cauză.

Un alt capitol a fost dedicat și studierii motoarelor turbopropulsoare, care sunt reprezentative în general pentru aeronavele cu aripă rotativă și în special elicopterelor. Am considerat important pentru mine să prezint modele aplicate de turbomotoare de elicoptere, deoarece specializarea mea se pliază pe acest subiect și astfel am studiat sistemele propulsive ale elicopterelor ce se află în dotarea Ministerului Apărării Naționale și Ministerului Afacerilor Interne. Astfel am analizat în parte, patru motoare specifice elicopterelor utilizate de cele două Ministere ale României, scopul final fiind analizarea comparativă a acestra în scopul stabilirii celui mai performant motor dar și a eficienței acestora, pe elicopterele pe care sunt utilizate. C Cercetarea științifică a constat în analiza comparativă a performanțelor sistemelor de propulsie și astfel, pentru evaluare, am utilizat din nou analiza multi-criterială avansată, o analiză care dă un caracter obiectiv al rezultatelor. Sistemele supuse analizei sunt motorul Artouste III B, Arrius 2B2, Turmo IV C și TV3 117. Criteriile considerate pentru această analiză sunt: puterea la arbore a sistemului de propulsie, consumul specific de combustibil, masa specifică a motorului, viteza de zbor, sisteme electronice care îl însoțesc și dimensiunile. Clasamentul rezultat în urma analizei a desemnat motorul TV3 117 ca fiind câștigător, deci rezultă faptul că motorul cu cele mai multe trepte de compresor și grad mare de comprimare este cel mai performant dintre cele studiate. După ce am analizat comparativ și elicopterele care au în dotare aceste motoare, am tras concluzia că un motor puternic nu este de ajuns pentru a oferi bune carecteristici tehnico-tactice elicopterului, ci este necesar un echilibru între motor și caracteristicile aeronavei în sine, iar pe lângă aceasta o importanță deosebită o au sisteme electronice cu care vin să ajute la creșterea calității zborului. O altă concluzie observată este că: două motoare mai mici în loc de unul singur dar cu cu aceleași performanțe sunt mai adecvate pentru un elicopter, deoarece pentru a atinge performanțe mari cu un singur motor acesta va solicita un volum și o masă prea mare.

Legat de direcția de dezvoltare a sistemelor de propulsie am constatat că aceasta se orietează spre: creșterea economicității exploatării motorului, perfecționarea componentelor motorului, utilizarea de noi materiale, extinderea gamei de combustibili utilizați, echiparea motoarelor cu sisteme electronice de comandă și control tot mai perfecționate și nu în ultimul rând elaborarea și utilizarea unor noi soluții constructive de sisteme de propulsie. Legat de ultima tendință am prezentat un proiect european un motor diesel pentru elicoptere, ca variantă alternativă la motorul turbopropulsor.

Aș mai putea susține că după redactarea lucrării de licență, mi-am format și opinia că pentru o viitoare dezvoltare, modernizare sau achiziție a unei aeronave este impotantă cunoașterea caracteristicilor constructive și înțelegerea funcționării sistemului de propulsie, deoarece acesta este unul dintre cele mai importante componente ale unei aeronave și numai așa rezultatele procesului de dezvoltare sau modernizare vor fi mulțumitoare.

Având în vedere cele redactate mai sus, pot susține că lucrarea de licență este utilă atât în procesul instruirii, dar poate constitui și o sursă documentară interesantă și utilă din punc de vedere științific în domeniul sistemelor de propulsie, sau poate reprezenta o bază pentru o viitoare lucrare de dizertație.

BIBLIOGRAFIE

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

A. Hurdubae, V. Darie, V. Frăteanu, L. Popescu. (1983). Manual de construcție și exploatare la sol și în zbor a elicopterelor. București: Tipografia militară a M.Ap.N.

V. Ciobotea. (1978). Teoria motoarelor de aviație. București: Academia Militară.

http://beheader69.wordpress.com/2010/09/04/teoria-si-constructia-sistemelor-de-propulsie/ [16 martie 2013]

V. Pimsner, V. Stanciu, C. Tătăranu. (1984). Teoria și construcția sistemelor de propulsie. București: Institutul Politehnic.

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

Stanciu V., Cruteanu D. (2009). Designul compresoarelor aerodinamice subsonice. București: Printech.

http://en.wikipedia.org/wiki/Aircraft_engine#Turbojet [17 martie 2013]

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

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.

http://www.aviationtoday.com/rw/topstories/79572.html#.UdWBhDumHFD [17 iunie 2013]

Ispas S. (1991). Motorul turboreactor – istorie, prezent, perspective. București: Editura Tehnică.

Stanciu V., Rotaru E., Bogoi A. (2002). Teoria și construcția sistemelor de propulsie. București: Institutul Politehnic.

http://www.easa.europa.eu/certification/type-certificates/docs/engines/EASA-TCDS-E.029_TURBOMECA_ARRIUS_2_series_engines-04-21112011.pdf [30 iunie 2013]

http://en.uwca.ru/services/Engines/TV3-117/ [2 iulie 2013]

Anexa 1

Fig. 2.7. Motorul Junkers Jumo 210 Fig. 2.8 Avionul Messerschmitt BF 109 (JJ 210)

Fig. 2.10. Supermarine Spitfire Mk (Motor cu pistoane în V)

Fig. 2.16. Motor rotativ

Fig. 2.15. Elicopterul Sikorsky CH-37 Mojave (Motor cu pistoane în stea)

Fig. 3.3. Motorul turboreactor simplu flux: Rolls Royce -Viper

Fig. 3.21. Motorul turboreactor dublu flux amestecat: Eurojet EJ 200 (Eurofighter)

Fig. 3.19. Motorul turboreactor dublu flux separat: GE nx-2B ( Boeing 787 )

Fig. 4.1. Motorul turbopropulsor: Artouste III B

Fig. 3.18 Motorul turboreactor dublu flux separat: General Electric 90 (Beoing 777)

Fig.3.20. Motorul RR RB211-535 (Tupolev 204, Boeing 747)

Fig. 4.6. Motorul turbopropulsor: Turbomeca Turmo IV C

Anexa 2

Tabel cu motoare turboreactoare:

Tabel cu motoare turbopropulsoare:

BIBLIOGRAFIE

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

A. Hurdubae, V. Darie, V. Frăteanu, L. Popescu. (1983). Manual de construcție și exploatare la sol și în zbor a elicopterelor. București: Tipografia militară a M.Ap.N.

V. Ciobotea. (1978). Teoria motoarelor de aviație. București: Academia Militară.

http://beheader69.wordpress.com/2010/09/04/teoria-si-constructia-sistemelor-de-propulsie/ [16 martie 2013]

V. Pimsner, V. Stanciu, C. Tătăranu. (1984). Teoria și construcția sistemelor de propulsie. București: Institutul Politehnic.

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

Stanciu V., Cruteanu D. (2009). Designul compresoarelor aerodinamice subsonice. București: Printech.

http://en.wikipedia.org/wiki/Aircraft_engine#Turbojet [17 martie 2013]

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

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.

http://www.aviationtoday.com/rw/topstories/79572.html#.UdWBhDumHFD [17 iunie 2013]

Ispas S. (1991). Motorul turboreactor – istorie, prezent, perspective. București: Editura Tehnică.

Stanciu V., Rotaru E., Bogoi A. (2002). Teoria și construcția sistemelor de propulsie. București: Institutul Politehnic.

http://www.easa.europa.eu/certification/type-certificates/docs/engines/EASA-TCDS-E.029_TURBOMECA_ARRIUS_2_series_engines-04-21112011.pdf [30 iunie 2013]

http://en.uwca.ru/services/Engines/TV3-117/ [2 iulie 2013]

Anexa 1

Fig. 2.7. Motorul Junkers Jumo 210 Fig. 2.8 Avionul Messerschmitt BF 109 (JJ 210)

Fig. 2.10. Supermarine Spitfire Mk (Motor cu pistoane în V)

Fig. 2.16. Motor rotativ

Fig. 2.15. Elicopterul Sikorsky CH-37 Mojave (Motor cu pistoane în stea)

Fig. 3.3. Motorul turboreactor simplu flux: Rolls Royce -Viper

Fig. 3.21. Motorul turboreactor dublu flux amestecat: Eurojet EJ 200 (Eurofighter)

Fig. 3.19. Motorul turboreactor dublu flux separat: GE nx-2B ( Boeing 787 )

Fig. 4.1. Motorul turbopropulsor: Artouste III B

Fig. 3.18 Motorul turboreactor dublu flux separat: General Electric 90 (Beoing 777)

Fig.3.20. Motorul RR RB211-535 (Tupolev 204, Boeing 747)

Fig. 4.6. Motorul turbopropulsor: Turbomeca Turmo IV C

Anexa 2

Tabel cu motoare turboreactoare:

Tabel cu motoare turbopropulsoare: