Turbojet a, tahrik sistemi dönüştüren kimyasal enerji potansiyeline içine normal hava olan, bir yakıcı madde ile bağlantılı bir yakıtta bulunan, kinetik enerji sayesinde ejeksiyon ters yönde sıkıştırılabilir bir ortam içinde, bir reaksiyon kuvveti üretmek için adrestir.
Bu tip motor, esas olarak ticari veya askeri tip uçaklarda kullanılır . Oluşan itme , giriş (hava giriş nozulu) ve çıkış (ejeksiyon nozülü) arasında belirli bir miktarda havanın hızlanmasından kaynaklanır. Kütle olarak yeterli miktarda hava enjekte etmek için, giriş kompresörü tarafından yaklaşık olarak sabit bir hızda basınçta bir artış sağlanır. Daha sonra , makineden geçen havanın oksijeninde bir yakıtın, genellikle gazyağının yanmasıyla önemli bir enerji açığa çıkar . Üretilen enerjinin bir kısmı, hava girişinin hemen akış aşağısında bulunan kompresör dahil olmak üzere belirli aksesuarları çalıştırmak için yanma odasının çıkışındaki bir türbin tarafından geri kazanılır . Sıcak akışın diğer kısmı (reaktör tipine bağlı olarak soğuk akışa eklenir veya eklenmez), ejeksiyon nozulundaki genleşme ile itme üretir.
Jet motoru ilkesi zaten ikinci yarısında kurulan XIX inci yüzyıl, ama ortalarından bu yana XX inci jet motorunun maliyet / etkinlik (yüksek subsonik alanında uçan nakliye uçakları için özellikle cazip hale getirdiğini yüzyıl arasında Mach 0.7 ve 0.9) sivil uçakta, dolayısıyla kullanımı Airbus A3xx , Boeing B7xx aileleri , vb
Giriş memeleri uyarlamalar sayesinde süpersonik uçuş şok dalgaları absorbe, ve ejeksiyon üretmek için yeteneği ile gazların yeniden ısıtma yoluyla ses hızından daha yüksek hızları sonrası yanma , bu kapak bir uçuş aralıkları mümkün ses altı için süpersonik . Örneğin savaş uçaklarında ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon, vb.) Kullanılırlar.
Turbojet endüstrisi, sivil ve askeri havacılığın önemli bir sektörüdür ve bu, onu teknolojik gelişim için önemli bir faktör ve çok sayıda endüstriyel ve ticari işletme için güçlü bir ekonomik motor haline getirir. Metalurji, elektronik, BT, güvenilirlik gibi çeşitli alanlardaki önemli gelişmelerin kesişme noktasında olan ve dolayısıyla uygulamalı araştırmaların büyük bir kullanıcısı olan son teknoloji bir teknolojidir. Ayrıca dolaylı olarak Fransa'da savunma alanında bir özerklik faktörüdür.
İlk turbojet inşa ve Rumen tarafından "turbo itici" olarak sunuldu Henri Coanda hava at gösterisinde içinde 1910 . Bir yer testi sırasında, mucidi ve pilotu gücünden şaşırarak motoru keser, ancak bir pervaneli motorunkinden çok daha büyük olan atalet, uçağın yine de kalkmasına neden olur ve daha sonra itiş gücünden yoksun bırakılır, aniden ve kısmen iniş yapar. yandı. Coandă bir pervane tahrikine geri döner , ancak çalışmalarına devam eder ve macerası Coandă etkisinin keşfinin kökeninde olacaktır .
Coandă motoru ilk olarak, dosyalayan ilk Fransız Maxime Guillaume'a ilham verdi .3 Mayıs 1921, "havada reaksiyonla tahrik" patenti, patentini aldı. 13 Ocak 1922. Bununla birlikte, kompresörler ve malzemeler üzerinde önemli teknik ilerlemeler gerektireceği için herhangi bir inşaat tarafından takip edilmeyecektir.
Gelen 1930'larda , yeni turbojetler tarafından kabaca aynı anda ancak bağımsız, tasarlanmış Frank Whittle içinde İngiltere ve tarafından Hans von Ohain içinde Almanya . Whittle, bir havacılık mühendisi katıldı Kraliyet Hava Kuvvetleri içinde 1928 ve bir pilot olarak yaptığı ilk uçuş yapılan 1931 . 22 yaşında, ilk kez pervanesiz itmeli bir uçak hayal etti ve fikrinin gelişmesi için ordudan mali destek almayı başarısızlıkla denedi. Daha sonra bu motorun geliştirilmesinde tek başına ısrar etti ve biri girişte yanma odasına hava getirmek için diğeri yakıtı hava ile karıştırmak için iki türbin kullanımını hayal etti.
In 1935 , özel bağışlar sayesinde o ilk turbojet prototipini inşa ve test tezgahında üzerinde denememişNisan 1937. Küçük bir deneysel uçak için ilk turbojet olan W.1 ,7 Temmuz 1939için Güç Jetler Ltd. Whittle'ın ilişkili olduğu. İçindeŞubat 1940, Gloster Havacılık Şirketi W.1 tarafından desteklenmektedir bir uçak geliştirmek için seçilir. " Pioneer " böylece ilk uçuşunu15 Mayıs 1941.
Von Ohain, Almanya'daki Göttingen Üniversitesi'nde fizik alanında doktora yaptı . Uçak üreticisi Ernst Heinkel , üniversiteyi yeni bir havacılık tahrik sistemi geliştirmeye çağırdı. Çağrıya yanıt veren Von Ohain, yanması sürekli bir döngüde gerçekleşen bir motor fikrini tasarladı ve 1934'te çizimdeki Whittle'ınkine benzer, ancak motorun iç kısımlarında farklı bir tahrik motoru patenti başvurusunda bulundu . Von Ohain , 1939'da Heinkel He 178 ile ilk turbojeti uçurdu, bu tür bir motorla çalıştırılmak üzere tasarlanan ilk uçak.
Whittle ve Von Ohain tarafından tasarlanan ilk turbojetler, santrifüj kompresör teknolojisi kullanılarak tasarlandı . Bu turbojetler, turbojet girişindeki havayı doğru şekilde sıkıştırabilmek için büyük çaplı bir motora ihtiyaç duyma dezavantajına sahiptir, bu da gövdelerinin çapını arttırır ve performanslarını, özellikle de maksimum hızlarını cezalandırır. In 1940 , Anselm Franz eksenel kompresör ilkesine dayalı bir turbojet motoru geliştirdi, ön bölümde çok daha küçük ve verimlilik daha iyiydi. Junkers Jumo 004 böylece de, oldu 1944 , ilk modern turbojet motoru değil, aynı zamanda ilk seri üretim değil sadece.
Seri üretilen ilk turbojet uçakları , II.Dünya Savaşı'nın sonunda kullanılan, Jumo 004A tarafından desteklenen Messerschmitt Me 262 Schwalbe gibi avcı bombardıman uçaklarıydı . Tasarımları, eksenel turbojetlerin uzatılmış şekli ve küçük çapı ile kolaylaştırılmıştır. Savaştan sonra, hem askeri hem de sivil havacılıkta turbojetler ve pervaneleri sürmek için çok benzer teknolojiyle tasarlanmış turboprop motorlar yaygınlaştı . Müttefikler çok sayıda yeni jet motoru inşa ediyorlar , Me P.1101 (inç) muhtemelen en gelişmiş olanı.
Bu ilk avcılar yine de kırılgan motorlar ve acımasız bir güç eksikliği yüzünden cezalandırılacak. Amerika Birleşik Devletleri'nde tasarlanan ilk jet avcı uçağı olan Bell P-59 Airacomet , hayal kırıklığı yaratan performansı (güçsüz, düşük hızda az manevra kabiliyeti vb.) Nedeniyle hiçbir zaman muharebe görevlerinde yer almadı. 1945 gibi erken bir tarihte , ilk "hibrit" uçak ortaya çıktı. Ryan FR Fireball gibi bu cihazlar gerçekten de bir turbojet ve bir pistonlu motor tarafından çalıştırılıyor . Hatta bazı uçaklar, bir pistonlu motorun embriyonik bir turbojet ile ilişkilendirilmesine izin veren motor reaktörlerle donatılmıştır . Ek olarak, her zamankinden daha yüksek hız arayışı, 1960'larda yeni bir hibridizasyonun başlangıcında olacak: ramjet ile ilişkili bir turbojet . Nord 1500 Griffon II bu ilkeye göre çalışır. Turbojet, seyir uçuşunda ramjet devralırken kalkışta çalışır.
Daha sonra, turbojetlerin sürekli gelişimi hem askeri (savunma, saldırı ve caydırıcı güç açısından) hem de sivil önemli bir sorun haline geldi. Tarafından tasarlanan McDonnell Douglas , F-4 Phantom II bir olan askeri uçak ABD en önemli XX inci yüzyıl ve savaşçı Batı en beri üretilmiştir Kore Savaşı . İki General Electric J79 turbojet ile güçlendirilmiş olan bu uçak, ömrü ve görev becerileriyle tanınan çok az sayıdaki uçaktan biridir. Sivil bir bakış açısından, De Havilland Comet , turbojetlerle çalışan ilk ticari uçaktır. 1949'da başlatılan uçak, havacılıkta yapısal yorgunluk olgusunu vurgulayan bir dizi uçuş ortasında kaza ile ünlü olmaya devam etti .
İtme açısından daha yüksek performans arayışı esasen iki yola odaklanmıştır: sıkıştırma oranını artırmak - santrifüjlü kompresörler ve ilk eksenel kompresörler neredeyse 6 oranına ulaşmaz - ve ısıyı arttırmak. Amerika Birleşik Devletleri'nde, 1953'te General Electric , kompresörü 17 kademeli, 6 statoru değişken sıklıkta olan J79'u geliştirdi . İkincisi 16.500 kopya olarak üretilecek. In 1949 , Pratt & Whitney gelişmesine yol açmıştır ilk çift namlulu reaktörünü geliştirdi askeri J57 kullanılan Boeing B-52 ve KC-135 , hem de Douglas Skywarrior .
Sivil sektörde, JT3C adı altında, Boeing 707 ve Douglas DC-8 için orijinal itici yakıt olacak ve toplamda 21.200 adet üretilecek. Birleşik Krallık'ta Bristol , 1949'dan itibaren benzer teknolojiye sahip Olympus'u geliştirdi . Başlangıçta, 5.000 daN'lık bir itme sağlayacak , 1957'de 6.000'e, 1960'da yaklaşık 8.000'e ve son olarak 9.000 daN'a ulaşacak . Son yanma ile donatıldığında , 17.240 daN nominal itme kuvveti ile Concorde'un itici gazı haline gelecektir .
Fransa'da Snecma, 6.400 daN'da 9C ile sonuçlanacak ve Mirage III ve 5'i donatacak olan Atar serisini geliştiriyor . Son olarak, SSCB , MiG-19 ve Yak-25 savaşçılarını donatan Mikulin AM-5 , AM-9 ve RD-9'u üretti . Tu-16 bombardıman ve Tu-104 sivil taşıma ile donatılmıştır , AM-3 (en) tarafından geliştirilen Mikouline yekpare teknolojisi kullanılarak, ancak yaklaşık 10,000 ulaşır daN .
Concorde dışında, süpersonik , ticari uçaklar ses altı hızlarla sınırlıdır . Bu nedenle itme kuvvetindeki artış, yalnızca daha ağır ve ağır uçakları itmek için gereklidir. Yağ şokundan sonra araştırma, spesifik tüketimi - yakıt tüketimi ile elde edilen itme gücü arasındaki oran - mümkün olduğunca düşük olan motorlara odaklanır. Üç ana motor üreticisi - Birleşik Krallık'ta Rolls-Royce , Amerika Birleşik Devletleri'nde Pratt & Whitney ve Amerikan General Electric ile Fransız Snecma arasında bir konsorsiyum olan CFM - arasındaki rekabet çok güçlü hale geliyor ve bu daha da fazlası Boeing gibi. veya Airbus , itici yakıt seçimini havayollarına bırakır. Gelişmeler, bu yüzden esas turbojet yeni bir tür ile ilgili, turbojet ve turboprop arasında bir aracı olarak kabul edilebilir turbofanın veya baypas turbojet, (bakınız uçağın tahriki ). İlk geliştirme Conway ile Rolls-Royce tarafından gerçekleştirildi ve ardından 0,3'lük bir başlangıç seyreltme oranı daha sonra 0,6'ya yükseltildi.
Yüksek seyreltme oranına sahip ve önceden mevcut bileşenlerden geliştirilmemiş ilk nesil turbofan turbofan motorlar , ABD Hava Kuvvetleri'nin Lockheed C-5 Galaxy'sini 19.000 daN itiş gücüne ulaşan General Electric TF39 ile donatmayı mümkün kıldı . Bu reaktör, DC-10 , Airbus A300 ve Boeing 747'de bulunan sivil bir model olan CF6'nın kökenindedir . İki rakip Pratt & Whitney ve Rolls-Royce takip JT9D ve RB.211 eşdeğer performans.
Uçak ve görev, bir turbojet ailesinin gelişiminde ortak paydalar. Aynı uçak modeli için, birkaç üretici aynı aralıkta motorlar geliştirebilir ve böylece menzil pazarını bölebilir.
İlk olarak dikkate alınan uçak kriterleri şunlardır:
Sivil ulaşım için öngörülen görev türleri aşağıdaki olabilir:
R, etki yarıçapıdır.
Askeri operasyonlar için, teneke kutularla hırsızlık veya uçakta yakıt ikmali yapılması durumunda uçuş süreleri 40 dakika ile birkaç saat arasında değişebilir .
Bir sivil ulaştırma misyonunun tipik profili, aşağıdaki gibi birbirini izleyen aşamalara ayrılabilir:
Turbojetin boyutlandırılması bu nedenle tüm bu objektif kriterlerin sentezidir ve bu nedenle müşterinin ihtiyaçlarının çok derinlemesine incelenmesini gerektirir.
Müşteri ihtiyaçlarını karşılamak için motor üreticisinin şu özelliklere sahip bir motor geliştirmesi gerekir:
Günümüzün turbojetleri, çok sayıda alt sistemi bir araya getiren son derece karmaşık makinelerdir. Yeni bir motorun geliştirilmesi , dünyada yalnızca birkaç nadir şirketin sahip olduğu önemli insani, teknolojik ve finansal kaynakları gerektirir : En önemlileri için General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney ve NPO Saturn . Turbojetler, tüm orta ve büyük sivil uçaklarda kullanılır, çünkü bunlar, transonik hızlara (mach 0.8 ile mach 1 arasında) ekonomik olarak ulaşabilen tek araçlardır. Sadece küçük bir yolcu uçağı ve Microlights hala donatılmıştır ile piston patlama motorları .
Bir turbojetin üretimi ve işletimi, akışkanlar mekaniği , termodinamik , malzeme bilimi , otomasyon ve hatta akustik gibi zamanımızın en gelişmiş teknik bilgilerinden bazılarını gerektirir . Dahası, bir uçakta ister sivil ister askeri olsun, turbojet yalnızca bir itici güç değildir. Ayrıca gemide bulunan tüm enerjiyi elektrik, hidrolik ve pnömatik formda sağlar ve basınçlandırma ve iklimlendirme sistemini sağlar. Motor ünitesi bu nedenle genellikle "güç jeneratörü" veya " güç santrali " olarak adlandırılır . Eğer etkinliği ve güvenilirliği bu motorların kendi başlangıcından beri önemli ölçüde iyileştirilmiştir, bunların maliyeti çok yüksektir ve genellikle bir iç uçak, toplam maliyetinin üçte birini temsil eder, aparat .
Muhtemelen halk tarafından daha az bilinen turbojetler, kara araçlarında bazı uygulamalar bulur. İtme SSC , ortalama ile mutlak yer hızı rekoru kırdı bir süpersonik kara taşıt 1,227.985 km / s , iki tarafından desteklenmektedir art yakıcı Turbojet etrafında bir güç gelişmekte 106.000 hp . Jet arabaları adı verilen dragster'ların turbo motorlu versiyonları da mevcuttur, ancak bunlar herhangi bir şampiyonaya katılamaz ve sadece gösterilerin konusudur.
Turbojetler, ekonomik olarak transonik hızlara (mach 0.8 ve mach 1 arasında) ulaşma kabiliyetleri nedeniyle, genellikle hem askeri hem de sivil uçaklarda kullanılır. Airbus ve Boeing tarafından üretilen 110'dan fazla koltuğa sahip tüm uçaklar turbojet ile donatılmıştır. Amerikalı General Electric ve Pratt & Whitney , İngiliz Rolls-Royce ve Fransız Safran Uçak Motorları olmak üzere dört büyük üretici bu uçakları donatıyor . Üç şirket daha ekleyebiliriz: Alman MTU Aero Engines , İtalyan Avio ve "büyük şirketler" ile birlikte reaktör üretimine katılan Japon JAEC .
Bu nedenle, Safran Aircraft Engines , temel olarak Airbus A320 ailesini ve Boeing 737'yi donatmak için, eşit olarak sahip olunan bir ortak girişim olan CFM International bünyesinde General Electric ile birlikte çalışıyor . Aynı şekilde, JAEC ve MTU Aero Engines , Rolls-Royce ve Pratt & Whitney ile bir ortak girişim olan International Aero Engines'e de katılıyor . International Aero Engines,% 32,5 Rolls-Royce,% 32,5 Pratt & Whitney,% 23 JAEC ve% 12 MTU'ya aittir. Yalnızca A320 ailesinin Airbus'ına yönelik reaktörler üretir. Son olarak, General Electric ve Pratt & Whitney, Rolls-Royce ile rekabet halinde Airbus A380'i donatmak için 50/50 ortak girişim olan Engine Alliance'da güçlerini birleştirdi .
10 Şubat 2011Avio, yeni Pure Power PW1500G motorunun tedariki için Amerikan uçak motoru üreticisi Pratt & Whitney ile endüstriyel bir anlaşma imzaladı .
Bu son on yıllara kadar, pervane, uçakların itme gücünün tekeline sahipti, ancak sonik fenomeni, kullanımı 720 km / s'den daha düşük bir hıza , yani 200 m / s'ye sınırlayarak, gitmek için yenilik yapmak gerekiyordu. için-of the. İkinci Dünya Savaşı , ortam havası olan sıkıştırılabilir ortamda gerçekleştirilen etki-reaksiyon prensibine dayanan başlangıç prensibini değiştirmeden yeni bir tahrik sisteminin geliştirilmesini hızlandırmıştır .
Bu yeni sistem, hava hızı en girdiği bir boru olarak kabul edilebilir V0 hızda ve yaprak o V1 daha büyüktür V0 . Bu açıdan bakıldığında, reaktörden geçerken havanın sıkıştırılması ve yanma odasına ulaşmadan önce sıcaklığının önemli ölçüde artması dışında, reaktör pervanelerden farklı değildir. Pervane ile ikinci bir fark, havanın duvarlar tarafından yönlendirilmesidir, bu da süpersonik hızlarda fırlatmayı mümkün kılar. İtici havaya sadece kanatlarının mekanik hareketi ile enerji getiren pervanenin son temel farkı, reaktörde, itici havaya enjekte edilen bir yakıtın (gazyağı) yanması ile fırlatma hızının elde edilmesidir. Bu, esas olarak basit bir akış için, yanma odasında neredeyse sabit bir basınçta hacimde ani bir artışa izin verir.
Bir ısı motoru ve bir pervane için, yanma için kullanılan hava ve itici hava ayrıştırılır. Bir reaktör için, yanmaya bağlı hava ve itici hava kısmen (çift akış) veya tamamen birleştirilmiştir (tek akış). Buna rağmen, pervanelerdeki gibi reaktörlerin fırlatma hızının, 3.500 km / s'de 1980'lerde konulabilen “metalurjik sınır” olarak bilinen bir sınırı vardır .
Bir turbojet , ortam havası olan sıkıştırılabilir ortamda gerçekleştirilen ve hareketli bir gaz kütlesinin belirli bir hızda fırlatılmasına tepki olarak ileri itme sağlayan etki-tepki prensibinde pervane pervanesi gibi çalışır .
Bu itme sonucu:
Bu reaksiyon itme kuvveti, motorun (dolayısıyla jet motoru terimi ) ve dolayısıyla bağlı olduğu aracın ilerlemesine neden olur.
Bir hızda reaktöre giren havanın büyük bir kütle V1 ve bir hız dışarı çıkan V2 şekilde V2 >> V1 bir tahrik itme kuvveti olarak kullanılan bir tepki kuvvetini üretir.
Tahrik için kullanılan hava, süpersonik uçuşa izin vermek için belirli uçaklarda değişken geometrili olabilen giriş nozülü yoluyla alınır .
Fan tarafından emilen ve daha sonra bir eksenel kompresör (veya bazı motorlarda santrifüj ile) ile sıkıştırılan hava ısıtılır ve kendiliğinden tutuşan püskürtülmüş gazyağı ile karıştırıldığı yanma odasından kısmen (veya neredeyse tamamen) geçer (nominal çalışma).
Bu yanmanın bir sonucu olarak , yanmış gazlarda kuvvetli bir genişleme meydana gelir, bunun bir kısmı türbin içinde genleşmeleri ile reaktörün çalışması için gerekli kompresör, fan ve aksesuarların çalıştırılmasına izin verir.
Gazların geri kalan türbininde termodinamik dönüşüm üretmek basınç enerjisine göre daha sonra yakılan kinetik enerji ile Venturi etkisi olarak meme , değişken olabilir olan kısmı (yakınsak bir uçuş zarf bağlı olarak ses altı ya da birbirinden farklı ses üstü elde etmek için) uçağın ilerlemesine izin veren itme.
Hava akışı, uçuş zarfı boyunca motor içinde ses altı olarak tutulur ve motorun çalışması, yakıt enjekte edildiği sürece devam eder.
Turbojet, termodinamiğin iki ilkesine yanıt verir:
- Kütlenin korunumu ile başlangıç durumundan son duruma evrimleşen bir sisteme uygulanan ilk enerji ilkesi. Bu sistemin durumunun değişmesi, İş veya Isı şeklinde dışarıyla olan değişimleri hesaba katar. Bir gaz sisteminin birim kütle başına enerjisine entalpi denir ve turbojetin gaz üreteci tarafından iş veya ısı şeklinde sağlanan enerji, makineden geçen sıvının kütle akış hızı ve entalpi değişimiyle orantılıdır. bu sıvı tarafından geçirildi.
Bir kompresör ve bir türbin için, entalpi değişimi gerçek olurken, bir hava girişi ve bir ejeksiyon nozulu için bu sıfır olacaktır.
- entropi veya kullanılabilir enerji kavramına dayanan ikincisi, dönüşümün geri döndürülemezliğini ve dolayısıyla sıvının makineden geçerken geçirdiği enerji kaybını vurgular.
Turbojet bir motordur:
Bu döngü, tersinir bir adyabatik sıkıştırma , tersinmez bir izobarik yanma (reaktör açık bir sistem olarak kabul edilir), tersine çevrilebilir bir adyabatik genişleme ve tersine çevrilebilir bir izobarik soğutmadan oluşur.
Turbojet'in termodinamik döngüsü, havanın fiziksel veya kimyasal değişikliklere uğradığı dört aşamadan oluşur:
Termodinamik döngünün bu dört fazı, aynı yerde (aynı silindirde) ve farklı zamanlarda gerçekleşen içten yanmalı motorun dört vuruşunun aksine, farklı yerlerde aynı anda gerçekleşir.
Bu döngünün tamamlanmasını sağlamak için turbojet (tek akışlı) iki bölümden oluşur:
Termodinamik döngünün 4 aşaması , turbojetten geçen havanın özelliklerinin gelişimini görmeyi mümkün kılan Basınç / Hacim ve Basınç / Sıcaklık Brayton çevrim diyagramları ile temsil edilebilir .
Gibi otomobil motorları alımı, sıkıştırma, yanma ve genleşme / egzoz -, turbojet ve böylece sürekli bir dört aşamalı döngüsünü gerçekleştirir.
Basınç / Hacim diyagramında, sıkıştırma teorik olarak adyabatiktir ve basınç ve sıcaklıkta artışa neden olur.
Kompresörü çalıştırmak için gereken güç, içinden geçen hava kütlesinin ve giriş ile çıkışı arasındaki sıcaklık artışının bir fonksiyonudur.
Yanma teorik olarak izobariktir ancak haznede basınç biraz düşer ve sıcaklık keskin bir şekilde artar. Haznedeki basınç, basınç düşüşlerinden dolayı tamamen izobarik değildir.
Genleşme teorik olarak adyabatiktir, ancak hız arttıkça basınç ve sıcaklık düşer.
Gerçekte, hava ideal bir gaz olmadığından, sıkıştırma ve genleşmenin politropik olduğu söylenir.
Basınç / Sıcaklık diyagramında, kullanışlı S yüzeyi ve T4'ün sınırı belirir . Kullanışlı yüzeyi arttırmak için P3 / P2 sıkıştırma oranını arttırmak veya yapıldığı malzemelerin sıcaklık direnci ile sınırlanan sıcaklık limitini T4 düşürmek gerekir.
Farklı turbojetlerin yelpazesi ve itme güçlerinin değerleri oldukça geniştir. Sivil nakliye uçağı yelpazesinde, en küçük turbojet olan Safran Güç Ünitelerinden (eski adıyla Microturbo) TRS 18-1 120 ile 160 daN arasına ulaşırken , General Electric tarafından üretilen en büyüğü GE90-115B , 40.000 daN . Savaş uçaklarına gelince, menzil çok daha sınırlıdır. Bu alandaki en güçlü reaktörlerden biri olan Pratt & Whitney F119, 9.800 ile 15.600 daN arasında , Dassault Rafale'yi donatan Snecma M88 ise 5.000 ile 7.500 daN arasında geliştiriyor .
İtme ölçümüKinetik enerji sağlayan bir iticinin temel performansı olan itme kuvveti, içinden geçen bir hava kütlesinin hızlanmasına tepki olarak ortaya çıkan bir kuvvettir.
İtme kuvveti, iticiyi destekleyen hareketli taşıyıcıyla temas halinde olan bir kuvvet dengesi kullanılarak bir test tezgahında ölçülebilir. Kuvvet sensörü, bir hidrolik sistem veya bir elektronik ölçüm sistemi ile birleştirilmiş bir gerinim ölçer olabilir.
İtme kuvvetlerinin dağılımıAna çabalar şu şekilde dağıtılır:
Bu, toplam kuvvetin% 45'i oranında etkili bir itme (ileri kuvvet) verir.
İtme kuvvetinin hesaplanmasıİtme, hava akışı ve hava giriş ve gaz çıkış hızları ölçülerek hesaplanabilir, çünkü tüm direkt jet motorlarında olduğu gibi, temelde iki nedenden kaynaklanır:
Bu nedenle bir turbojetin itme gücü:
Dır-dir :
Momentumdaki fark, enjekte edilen yakıtın kütlesi ihmal edilerek yazılır:
Nozul çıkışı ile yukarı akış sonsuzluğu arasındaki basınç farkı şunu yazmaya yol açar:
dolayısıyla itme gücünün ifadesi:
Terim ihmal edilebilecek kadar küçüktür ve itmenin azaltılmış ifadesi denklemlerden ifade edilebilir:
Toplam basınç ve toplam sıcaklığın potansiyel enerjisi, nozul boğazının çıkışında kinetik enerjiye dönüştürülerek, gazlar nozül içinde hıza çıkarılır. Meme ses altı rejimde olduğu sürece, çıkış düzlemindeki statik basınç, ortam basıncına eşittir. Gaz hızı Mach 1'den daha büyük olursa, boğazdaki statik basınç ortam basıncından daha büyük hale gelir ve aşağı akışta şok dalgaları oluşur (yanma sonrası reaktörlerde meme çıkışında halkalar).
Meme çıkışındaki izantropik hız aşağıdaki denkleme sahiptir:
ile:
Bu nedenle, turbojetin ileri itme oluşturması için egzoz gazlarının hızının uçağın hızından daha büyük olması gerekir.
Aynı itme, daha düşük bir akış hızı ve daha yüksek bir gaz püskürtme hızı ile veya tam tersine, daha düşük bir hızda daha yüksek bir akış hızı ile elde edilebilir. Bununla birlikte, ses altı hızlarda hızdan ziyade akışı tercih etmek daha avantajlıdır.
Yetkiler ve getirilerTurbojet'in çalışmasında çeşitli güç seviyelerini ve dolayısıyla verimliliği ayırt etmek gerekir:
Kalorifik enerjinin bir yakıtın yakılması ve hangi turbojet beslenen yakıt akış hızının ürünü ve ısıtma değeri ile ifade edilir. Makine mükemmel olsaydı yakıttan çıkarılabilen ve aşağıdaki formülle ifade edilen güçtür:
ile:
Termik makinesi ve içinden geçişi sırasında gaz kütlesi iletilen formül ile ifade edilir:
Kinetik enerji , gaz jet memesinin çıkışında dışarı atılır ve formül ile ifade edilir:
İtici güç uçağın "hava hızı" ile aslında kullanımlar ve uçak itme ürünü olduğunu atılır gazların kinetik gücünden alınan gücüdür
Bu güç seviyelerinden turbojet için birkaç verimlilik seviyesi belirlenir:
Termodinamik gücün yakıtın sağladığı enerjiye oranı olan ve aşağıdaki formülle ifade edilen termodinamik verimlilik (% 40):
Gaz jetinin kinetik gücü ile yakıtın kalorifik gücü arasındaki oran olan ısıl verim (% 30) aşağıdaki formülle ifade edilir:
Bu verimlilik, makinenin tahrik için potansiyel olarak kullanılabilen enerji üretmedeki verimliliğini karakterize eder. Bu verimlilik, yukarı akış havasının sıkıştırma oranındaki artışla bağlantılı olarak yanma odasından çıkan akışın sıcaklığının artırılmasıyla iyileştirilir. Basınç düşüşlerinin azaltılması ve türbin tertibatının verimliliğinin artırılması da bu verimdeki genel artışa katkıda bulunur.
Isıl gücün termodinamik güce oranı olan ve aşağıdaki formülle ifade edilen iç verimlilik (% 80):
İtme için kullanılan güç ile jetin kinetik gücü arasındaki oran olan itici verimlilik (belirli bir Vi için% 60), gaz üreteci tarafından üretilen enerjinin tahrik için fiilen kullanıldığı yolu karakterize eder. bu verimlilik, jetin fırlatma hızını uçağın beklenen hız performansına uyarlamak için düşürülerek geliştirilir.
Üretilen enerjinin yakıt tarafından salınan enerjiye oranı olan ve aşağıdaki formülle ifade edilebilen genel verimlilik (% 20 ila% 25):
Turbomakine yakıtları ilk olarak II.Dünya Savaşı'nın sonunda ortaya çıktı. O zamandan beri, teknik özelliklerinin gelişimi şunlara dayanıyor:
İki ana sıcaklık özelliği, farklı yakıtların kullanımını ayırt etmeyi mümkün kılar:
Havacılıkta farklı yakıtlar kullanılmaktadır:
Aşağıdakiler gibi belirli katkı maddeleri, bu yakıtların niteliklerini iyileştirir:
Sivil ve askeri turbojet kullanılan yakıt esas olarak gaz , yaklaşık bulunmaktadır kullanım güvenliği için bir parlama noktasına sahip ham yağların rafine edılmesı ıle elde ve% 86 karbon ve% 14 hidrojen oluşan bir petrol ürünü 41 ° C .
YanmaTurbojetlerde yanma, genel formülü C x H y olan karbon ve hidrojen atomlarından oluşan bir yakıt ile ortam havası olan bir oksitleyici arasındaki kimyasal bir reaksiyondur .
Stokiyometrik yanmaBileşenler hepsinin yanmaya katılacağı bir orandayken yakıt karışımının stokiyometrik olduğu söylenir . Bu durumda tek yanma ürünü CO 2 ve su buharı olacaktır.
Kuru havada kerosenin stokiyometrik yanması aşağıdaki genel denkleme sahiptir:
CxHy + (x+y/4) (O2 + 3,76N2) → x CO2 + y/2 H2O + 3,76 (x + y/4) N2İçin x = 10 ve y = 20, yani formülasyon C 10 H 20 , aşağıdaki kütle dengesi elde edilir:
140 kg de kérosène + 2 058 kg d'air sec → 440 kg de dioxyde de carbone + 180 kg de vapeur d'eau + 1 578 kg d'azote.Bu tür bir yanma bugün turbojetlerde bulunmaz ve stokiyometrik yanma için 0.068 olan yakıt akışı hava akış oranı, askeri bir motor için 0.03 ve sivil bir motor için 0.02'dir.
Gerçek yanmaHavada sadece oksijen değil, aynı zamanda azot ( N 2 ) ve yanma sonunda kirletici oksitler şeklinde bulunan nadir gazların (argon vb.) İzleri de vardır. Bu kirleticiler karbon monoksite ( CO) ve karbon ( C) yakıtın eksik yanmasından kaynaklanan duman şeklinde.
Yanma ancak belirli bir sıcaklık ve basınç seviyesinden mümkündür ve minimum miktarda oksijen gerektirir. Bir turbojetin ana yanma odasında reaksiyon stokiyometrik değildir, aşırı oksijen ve su buharının varlığı ile zayıf yanmadır.
Oksijen, ana odadaki yanma ürünlerinde kalır ve bu, askeri motorların, dönen parçaların bozulma korkusu olmadan daha yüksek sıcaklıkta aşırı itme üretmek için bir art brülör sağlamasına izin verir.
Tüketimİtme kuvveti ile orantılı olarak artan turbojetlerin yakıt tüketimi, belirli bir motor için yakıt tüketiminin elde edilen itme kuvvetine oranını temsil eden özgül tüketim adı verilen bir parametre ile değerlendirilir.
En yeni nesil motorların çoğu, seyir uçuşunda 0,55'lik bir orana sahiptir . Ortalama 1.800 L / 100 km hızla 10.000 km seyahat eden iki GE90 ile donatılmış bir Boeing 777 için bu değer, yolcu başına yaklaşık 5 L / 100 km'ye (360 yolcu için) veya küçük bir otomobile eşdeğerdir .
Bununla birlikte, çok basitleştirilmiş yapıları nedeniyle küçük reaktörler daha yüksek bir özgül tüketime sahiptir .
Turbojetler, yoğun termal, mekanik ve titreşim gerilimlerine dayanması ve yüksek çalışma kısıtlamalarını karşılaması gereken çok karmaşık tasarıma sahip makinelerdir. Özellikler üreticiler tarafından kesin olarak verilmemiştir, ancak çalışma sıcaklıkları 200 ° C ile 2000 ° C arasında tahmin edilebilir .
Bu nedenle bu kısıtlamalar, her alan için uygun malzemeleri gerektirir. Genel olarak, yüksek basınç türbini en ağır koşullara (yüksek sıcaklıklar ve basınçlar) maruz kalır. Bu bölgedeki parçalar genellikle bir nikel ve kobalt alaşımına dayanmaktadır . Soğuk bölgelerde daha çok çelik ve titanyum kullanılır. İç yüzeyler, özellikle kanatların ve yuvaların yüzeyleri, ayrıca malzemelerin ömrünü uzatmak için kaplamalarla korunur .
Ayrıca turbojetlerin geliştirilmesi, her şeyden önce, gaz borusunu oluşturan malzemelerin ustalığı sayesinde sağlanmıştır, çünkü bunlar en yoğun şekilde kullanılmaktadır. Bu malzeme bilgisi, minimum ağırlık için maksimum mekanik dirençli parçalar elde etmeyi mümkün kılar. Günümüzde bile, malzeme bilimi alanında en yüksek teknik özellik gerektiren uygulamalardan biridir : titanyumdaki parçalar , monokristal alaşımdaki bıçaklar, ısıl işlemler vb.
Turbojet, uçak hücresinin bir parçası olan bir hava giriş kanalını ve uçağı iten turbojetin kendisini içeren GTR veya Turbojet Grubu adlı bir düzeneğin parçasıdır. Turbojet motoru aşağıdaki temel unsurlardan oluşur:
Tüm turbojet türlerinde bulunan bu unsurlara ek olarak şunları da buluyoruz:
Uç uca yerleştirilmiş tüm bu elemanlardan oluşan ve turbojet motordan geçen havanın geçirdiği ardışık dönüşümleri anlatan akışın genel aerotermodinamiği, bize, makineden geçişi sırasında hava akışında bir bozulmanın meydana geldiğini göstermektedir. itme kaybında.
Havayı yakalayarak kompresör girişine mümkün olan en iyi koşullarda getirmeyi amaçlayan bir kanaldır.
"Hava girişi" grubu , gerçek motor hava girişini ve hava giriş manşonunu içerir. Bunun tasarımı uçak üreticisinin işidir.
Motor hava girişiMotor hava girişi genellikle, genellikle yardımcı aksesuarların yardımcı işlevine sahip olan hafif alaşım bir kasadan oluşur.
Hava giriş kanalıBir uçağa monte edilmiş bir turbojet motor olması durumunda, hava ile beslenmesini sağlayan hava giriş manşonu, farklı şekillerde düzenlenebilir (bir pitot, bir bölme, kanatlara gömülü, vb. ). Çeşitli ekipmanlarla (koruyucu ızgara, gürültü azaltıcı, buzlanmayı önleme cihazı, filtre vb. ) Takılabilir . Turbojet motoru, ister uçak gövdesinin dışına ister içine monte edilmiş olsun, hava giriş kanalı , dış koşullar ne olursa olsun, uçuş zarfı boyunca hava beslemesini sağlama rolüne sahip olacaktır.
Ana kısıtlamalarTurbojetlerle donatılmış tüm uçak tipleri için hava giriş kanalının tanımlanmasında belirli kalite kriterleri dikkate alınır. Bu kriterler aşağıdaki gibidir:
Hava giriş kovanı :
Yerdeki sabit noktada ve taksi sırasında, hava akımları, hava giriş manşonunun girişinde çok önemli olaylarla kendilerini gösterir ve etkili bölümünü azaltan ayrılma ve girdaplara neden olur. In açık veya kapalı reaktör kontrol tezgahlarının , bir kullanımını gerektirir aynı nedenidir özel hava girişi kol olarak adlandırılan, köşk .
İnce tahtada hava girişleri olan uçaklar için (çoğunlukla askeri), kapakların açılması, yüksek hızda ve düşük uçak hızında ek bir hava girişine izin vererek turbojet için doğru bir hava akışının yeniden oluşturulmasını mümkün kılar. Sivil hava taşıtları için, hava girişinin aerodinamik profili daha kalın olduğundan, ayrılma olgusu önlenir. Askeri uçaklar ayrıca, her zaman tam olarak göreceli rüzgarda bulunan değişken geometrili hava girişlerini sık sık kullanarak kalkışta yüksek hücum açısı sorunlarını büyük ölçüde azaltır (F-15 iyi bir örnektir).
Uçuş operasyonuUçuş koşullarına bağlı olarak değişken hızda enerji alan giriş manşonu, kompresör girişindeki havayı bazen yavaşlatmak, bazen hızlandırmak zorunda kalacaktır.
Ses altı uçuşMach'ın altındaki bu hız aralığı için, giriş manşonu basit bir ıraksak olacaktır, yani kompresör girişindeki hava basıncını artırarak hızı düşürme etkisine sahip olacaktır, oyundaki hızlar Mach'dan daha büyük olacaktır. 0.5 . Bunun seyir uçuş zarfı olduğu uçaklar için, motor ve kaporta tertibatı (kanadın altına monte edildiğinde), yüksek çarpma uçuş aşamaları sırasında aerodinamik rahatsızlıkları önlemek için ön kenara göre ileri bir konuma sahiptir.
Süpersonik uçuşBu uçuş zarfında, giriş manşonuna giren havanın hızı ses hızından daha büyük hale gelir ve bu da akışta bir kesinti yaratır. Bu süreksizlik, şok dalgası adı verilen ani bir basınç değişikliğine neden olur . Giriş manşonuna bir hava akışı doğrudan girerse, düz bir şok dalgası oluşur (giriş düzlemine dik), oysa bu giriş manşonuna keskin bir engel koyarsak, eğik bir dalga cephesi oluşumuna sahip oluruz.
Şok dalgası geçtiğinde gazın geçirdiği dönüşüm, aşağıdakilerle sonuçlanan bir enerji bozulmasını içerir:
Eğik bir şok dalgasında enerji bozulması, düz bir şok dalgasından daha düşüktür. Düz bir şok dalgasının akış aşağısında, akış her zaman ses altıdır . Eğik bir dalganın akış aşağısında, hız kaybı daha az güçlü olduğundan, Mach'ın altındaki hızlara ulaşmak için birkaç çarpma bölgesi oluşturmak mümkündür .
Aşağıdaki tablo, bir sağ şok dalgasının her iki tarafında enerjinin bozulmasının gerçekliğini göstermek için bir gösterge olarak verilmiştir.
M1 Mach yukarı akış |
P2 ____ P1 |
T2
____ T1 |
M2 Mach aşağı akış |
Şok dalgası
yoluyla hızda azalma |
---|---|---|---|---|
1.1 | 1.250 | 1.065 | 0.91 | 52 m / s |
2 | 4,50 | 1.690 | 0.577 | 436 m / saniye |
3 | 10.03 | 2.680 | 0.475 | 755 m / saniye |
Giriş manşonunun yapısı, maksimum basıncı geri kazanırken kompresörü tıkayan hava akışını yavaşlatmak için yakınsama ve sapma alanlarına sahip olmalıdır. Ancak bu yapı, hava akışını tüm uçuş koşullarına uyarlamak ve şok dalgalarının stabilitesini sağlamak için uçuş zarfına bağlı olarak değişken geometrili, yani uçuş zarfına bağlı olarak ıraksak veya yakınsak-ıraksak bir kanala sahip olmalıdır. süpersonik akıştan ses altı akışa geçiş .
Örneğin Mirage 2000'de bir mobil fare şunları sağlar:
Manşonun büyük hücum açılarına uyarlanması manşonun alt taraflarında bulunan kapaklar ve kürekler aracılığıyla sağlanır. Kanal hava girişi arasında Mirage 2000 model aşağıdaki kısımları içermektedir:
Adaptasyonu hava giriş kovanının Mirage 2000 ile gerçekleştirilir mobil fareler olan:
Turbojetin çalışmasının temeli olan termodinamik süreç, iyi yanma verimi elde etmek için bir basınçlı hava beslemesini içerir.
Kompresörün rolüKompresörün rolü, gazyağı hava karışımının optimum basınç ve sıcaklık koşulları altında tutuşmasına yardımcı olmaktır. Bu amaçla, motor üreticileri hava girişindeki yanma odasından önce bir kompresör entegre etmişlerdir.
Kompresörün işlevi, kinetik enerjiyi basınç enerjisine dönüştürerek başlangıçta giriş ve yanma odası arasındaki sıvının basıncını ve sıcaklığını yükseltmektir:
Metalurji sınırına kadar ısınırken yakıt tüketimini düşürerek yanma veriminin iyileştirilmesi, enjekte edilen yakıtın sürekli yanması sağlanırken yanma odası girişindeki sıkıştırma oranının artırılmasıyla mümkün olmaktadır.
Esas olarak gelen hava akışına ve nozul çıkışındaki püskürtme hızına bağlı olan turbojetin itme kuvveti, yanma sonunda gazların sıcaklığına bağlı olarak hız , gerçekleşmesi ikiyi takip eden bir kompresör kullanılmasını gerekli kılmıştır. çok farklı ilkeler:
Whittle ve Von Ohain tarafından geliştirilen prototiplerden tasarlanan ilk turbojetlere, türbin tarafından çalıştırılan bir santrifüj kompresör takıldı . Tek bir kanat aşaması sıkıştırmayı gerçekleştirdiği ve türbini kompresöre tek bir şaft bağladığı için , basitlik değerine sahiptirler .
Kısa uzunluklarına, iyi sıkıştırma için gerekli olan geniş bir çap eşlik eder . Uygulama noktası dönme ekseninden uzak olduğundan merkezkaç kuvveti daha büyük olduğundan hava gerçekten de kompresörün sonunda maksimum sıkıştırmaya ulaşır . Bu büyük çap, onu küçük boyutlu turbojetler için daha uygun hale getirir.
Goblins of the De Havilland Vampire veya Rolls-Royce Welland of the Gloster Meteor gibi ilk İngiliz reaktörleri bu şekilde tasarlandı. Ek olarak, çoğu helikopter türbini, kompakt motorların tasarımına izin veren bu ilkeye göre tasarlanmaktadır.
AnayasaSantrifüjlü kompresör, esasen radyal kanatlı bir rotordan (veya santrifüj çarkından) ve bir veya daha fazla difüzörden oluşur. Rotorda hava eksenel olarak girer ve ardından radyal olarak akar. Santrifüj ivmesi nedeniyle hava hızı ve kanatlar arasındaki ıraksak bölüm nedeniyle basıncı artar. Hava rotor kanatlarının ucundan çok yüksek bir hızla ayrılır ve bu hızın stator kısmında kanatların ıraksak bölümü nedeniyle basınca dönüşür.
VerimSantrifüj kompresör basittir, sağlamdır ve iyi bir sıkıştırma oranına sahiptir. Karşılaştırma yapmak gerekirse, MARBORE VI turbojet motoru, tek eksenel kompresör kademesi için 1.15'e 1.16'ya karşı 3.80'lik bir sıkıştırma oranına sahipti. 1940'ların sonunda, maksimum sıkıştırma oranı 4'e bile ulaştı. Bununla birlikte, santrifüj kompresörün büyük boyutu, onu düşük güçlü türbomakinelerde kullanmaya mahkum etti.
Eksenel ve santrifüj kompresörBazı türbomakinelerde sıkıştırma, eksenel tipte bir kompresör ve ardından bir santrifüj tipi kompresör ile sağlanır.
Santrifüjlü kompresörün aşırı yüklenmesi, aynı dönme hızı için sıkıştırma oranında önemli bir kazanç sağlar.
Eksenel kompresörUçağın ağırlığındaki artan artış, havacılık mühendislerinin turbojet tarafından sağlanan itişi iyileştirmek için çözümler hayal etmesine neden oluyor.
Daha düşük verimlilik nedeniyle, aynı hızda dönen birkaç kademe gerektirirler, ancak önemli ölçüde daha yüksek dönüş hızlarına dayanabilirler. Türünün ilk ve aynı zamanda ilk büyük seride yapılanmış olan Jumo 004 arasında Junkers powered -Motoren Messerschmitt Me 262 .
Metalurjideki gelişmeler, hareketli bir çarkın her aşaması için oluşan eksenel kompresörlerin ve tam bir sıkıştırma aşamasına ulaşmayı mümkün kılan sabit bir ızgaranın üretilmesini mümkün kılmıştır. Aşama sayısı ne kadar fazla olursa, sıkıştırma oranı o kadar yüksek olur.
ana ÖzelliklerAşağıdaki tablo, eksenel kompresörlerin farklı özelliklerini göstermek için bir gösterge olarak verilmiştir:
Motorlar | Çıkış basıncı -------------------- Giriş basıncı |
Çıkış sıcaklığı | Teknolojik özellikler |
---|---|---|---|
ATAR | 6.11 | 250 ° C | Tek gövde, 9 katlı |
LARZAC | 10.8 | 370 ° C | Çift gövde, LP 2 aşama + HP 4 aşama |
Yerde M53 | 8.5 | 325 ° C | Tek gövde, 3 + 5 katlı |
Mach 2.3'te M53 | 8.5 | 430 ° C | Tek gövde, 3 + 5 katlı |
CFM56-2 | 24 | 550 ° C | Çift gövde, 1 fan, LP 3 kademe + HP 9 kademe |
Kompresör şunlardan oluşur:
Kanatlar, yuvarlatılmış bir ön kenara (geliş varyasyonlarını tolere ederek) ve konik bir arka kenara (uyanıklığı azaltmak için) sahip bir aerodinamik profile sahiptir. Rotor jeneratörüne göre akış yönünü belirleyen bir kama açısına sahiptirler. Aynı zamanda, hava akımlarının aynı çevresel hıza sahip olmayan kanadın başı ile kökü arasında sabit bir geliş açısı sunması için bükülürler.
Hava, dönüşümlü olarak hareket eden bir çarktan ve ardından tam bir sıkıştırma aşamasını gerçekleştiren sabit bir ızgaradan (yani bir kompresör aşaması) geçer. Motor sıkıştırma oranını artırmak için kademe sayısının artırılması yeterlidir. Sıkıştırmaya hacimde bir azalma eşlik ettiğinden, her aşama arasındaki basınç oranlarını korumak için akış kompresörün girişinden çıkışına yakınsar.
Çalışma prensibiBir kompresör kademesini sıkıştırmanın temel prensibi aşağıdaki gibidir:
Kademe sayısını artırarak (rotor + stator), genel sıkıştırma oranı ve kompresör çıkışındaki sıcaklık artırılır.
Özetle, hareketli bir ızgara ve sabit bir ızgara içeren bir kompresör aşamasında:
Eksenel bir kompresörde, akışın eksenel yer değiştirme hızı, büyüklük ve yönde aşağı yukarı sabittir: bu hızın değeri genellikle 130 m / s ile 170 m / s arasındadır .
Çalışma sınırlarıÇalışma sınırları görünür:
Basınç enerjisine dönüşümün kalitesi, sıkıştırma verimliliği ηc = P2 / P1 ile karakterize edilir, bir aşamadaki kayıplar:
Kompresör çalışma alanında (Sıkıştırma oranı; Akış), belirli bir kompresör için tüm olası çalışma noktalarının yerleştirildiği tek bir çizgi vardır: bir akış hızına ve bir sıkıştırmaya karşılık gelen işletim hattıdır (veya çalışma hattıdır) belirli bir dönme hızı için oran (izo-hız hatları).
Bu çalışma hattı, dış koşullardan (basınç, sıcaklık) ve motor uçuş koşullarından (Mach sayısı, rakım) bağımsızdır.
Çalışma alanının izo hızlarını kesen bu çalışma hattı, kompresörün dönüş hızına çevrilebilir. Açıkçası, kompresörün hızını bilirsek, bu dönüş hızının çalışma noktasının kompresörün kararlı çalışma hattında olup olmadığını, yani debi ve sıkıştırma oranına karşılık gelip gelmediğini biliyoruz.
Pompalama hattı"Pompalama hattı" olarak bilinen diğer bir işletim hattı, kanatların aerodinamik durmasının ardından verimliliğin düştüğü kompresör çalışma noktalarından oluşur. Bu iki çalışma hattı arasındaki mesafeye "pompalama marjı" denir.
Ardışık iki kanat arasındaki hava ses hızına ulaşırsa, oluşan basınç cephesinde hava akışı bloke edilir.
Yüksek hızda pompalama, son aşamaların ayrılması ve baş aşamalarının engellenmesi ile bağlantılıdır, düşük hızda ise bunun tersidir.
Kompresörün kancasının açılması artık yanma odasının akış aşağısındaki basınç seviyesini korumasına izin vermez. Sonuçlar, performans ve güvenlik açısından motorun çalışması üzerinde felakettir (mekanik bozulma riski, motorun durması).
Tahliye vanasıBaşlatma sırasında ve uçuştaki geçici değişiklikler sırasında, havanın yüksek basınçlı kompresörden düşük basınçlı türbin distribütörüne boşaltılması gerekir. Başlatma sırasında, marş motorunu rahatlatır ve uçuş sırasında pompalama marjını azaltan sıkışma etkilerini ortadan kaldırır.
Tahliye vanası (TVB: Geçici Tahliye Vanası) olarak adlandırılan bu cihaz, regülasyon tarafından kontrol edilir ve HP kompresöründe basınçta düşüşe izin verir.
Çok gövdeli çözümlerHer aşamada, basınçta ve aynı zamanda sıcaklıkta bir artış olur; bununla birlikte, belirli bir aşama için, giriş-çıkış basınç oranı, giriş sıcaklığı ne kadar düşük olursa, o kadar yüksek olur (daha az genleşmiş hava daha kolay sıkıştırılır).
Tüm aşamaların belirli bir dönme hızı için, akış ilerledikçe her aşamadaki giriş sıcaklıkları artar ve bu nedenle aşama başına sıkıştırma oranı azalır (çünkü belirli bir aşama için sıkıştırma oranı, giriş sıcaklığı ne kadar düşükse).
Eksenel bir kompresörde, kademelerin her birinin basınç oranları bu nedenle azalır ve kademe başına yüksek basınç oranlarını muhafaza etmek için, en sıcak kademelerin dönme hızının arttırılması, dolayısıyla birkaç kompresörün dönme fikrinin arttırılması gerekir. farklı hızlar ve çok gövdeli çözümlerin gerçekleştirilmesi (çift gövde, üçlü gövde).
Örneğin çift gövdenin tek gövdeye göre avantajları şunlardır:
Çoklu cisimler daha karmaşıktır ve başlangıç maliyetleri daha yüksektir, ancak operasyonda fark çoklu cisim lehinedir.
Yanma odası rolü türbinin sıcak gaz tedarik etmek için yakıt yanması ile kompresörden gelen hava sıcaklığını yükseltmek ve tahliye memesinde bunların genişletilmesi yoluyla tahrik katılma türbojet motorunun bir parçasıdır.
Burada yanma optimal olmalıdır ve turbojetin aşağı akış kısmındaki akış çok büyük bir basınç düşüşüne [basınç düşüşüne] maruz kalmamalıdır. Hava, odadan 100 m / s'den daha düşük, nispeten düşük bir hızda geçmelidir . Alev, odadaki hava akış hızının yaklaşık onda biri ve 2000 ° C'ye yaklaşan en yüksek noktadaki sıcaklık tarafından beslenen çok düşük hızda bir alanda hapsolur . Türbin malzemelerinin direnciyle uyumlu bir değere ulaşmak için hazneden geçen havanın geri kalanıyla seyreltilerek sıcaklık çok hızlı bir şekilde düşürülür.
Odanın duvarlarının iyi mekanik mukavemetini sağlamak için, sıcaklık yaklaşık 900 ° C ile sınırlandırılmalıdır (kullanılan refrakter malzemelere bağlıdır).
Yanma reaksiyonuHavadaki hidrokarbonların yanma mekanizması , yakıt karışımını içeren ekzotermik bir reaksiyondur :
Alev sıcaklığı daha sonra bu koşullar için maksimuma ulaşır ve karışımın başlangıç sıcaklığı ile artar. Bu koşullar karşılanmazsa bu sıcaklık hızla düşer.
Alevle kimyasal reaksiyona izin veren tutuşma sıcaklığı şunları sağlar:
Ateşleme için sağlanması gereken enerji şu durumlarda daha da önemlidir:
Otonom yanma sınırları şunlardır:
Laminer akışta alev cephesi, karışımın akış hızındaki değişimi takip eder, ancak bir turbojetin yanma odasında, karışımın akışı oldukça çalkantılıdır. Yanma ürünlerinin hazneye gelen karışım ile karıştırılması, çok kısa reaksiyon süreleri ile hazne içinde genel bir yanmaya neden olur. Akış hızı çok fazla karışım odası içinde taze tutulur zaman ateşleme gecikmesi daha az olacak ve alev yanma odasından ihraç edilecek olursa: bu ayrıca “üfleme olgudur darbe ”.
Bir yanma odasının yok olmasının birçok nedeni vardır, ancak bunlar iki ana fenomenden kaynaklanmaktadır:
Açıktır ki, uçuş sırasında neslinin tükenmesi, birden fazla ise, bir kaza riski oluşturabilir, çünkü uçuşta yeniden tutuşma olasılığı şunlara bağlıdır:
Eğer Q yakıtın yanmasıyla her saniye açığa çıkan ısı miktarı ise ve Q 'tam yanma ile elde edilebilecek ısı miktarı ise, oran? = Q / Q 'yanma odasının verimini temsil eder.
Spesifik tüketim, yanma verimliliği ile bağlantılıdır. Bunu iyileştirmek için, girişteki ve çıkıştaki doğrusal akışlar arasında bir girdap akışı elde ederek mümkün olduğunca yakın bir oksitleyici-yakıt karışımının sağlanması gerekir. Yanma odasının aerodinamik tasarımı bu nedenle özellikle karmaşıktır.
Yanmayı etkileyen parametrelerYanmayı etkileyen ana parametreler şunlardır:
Zenginlik, odanın giriş ve çıkış sıcaklıklarının yanı sıra uçuş koşullarına da bağlıdır. Kalkışta maksimumdur, seyir sırasında azalır ve geçici koşullarda minimum bir değere ulaşabilir (örneğin gazda ani bir azalma). Zenginlik, motorlara ve uçuşta kullanım şartlarına bağlı olarak 1 ile 10 arasında değişebilmektedir.
Haznenin girişindeki basınç , turbojetin çalışma aralığına bağlı olarak 0,2 bar ile 30 bar arasında ve giriş sıcaklığı -40 ° C ile 650 ° C arasında değişebilir.
Öte yandan, belirli uçuş koşulları için, odanın yeniden ateşlenebilmesi ve irtifada yok olduktan sonra otorotasyon (askeri uçak) için sabit bir çalışma aralığına sahip olması gerekir. Yeniden ateşlemeden sonra, yanma , uçak tipine bağlı olarak motorun 10.000 m'nin üzerindeki irtifalara hızlanmasına izin vermelidir .
Havacılık yakıtları Genel ÖzelliklerBir havacılık yakıtı aşağıdaki özelliklere sahip olmalıdır:
Bugün , tüm bu kriterleri en iyi karşılayan doymamış bir hidrokarbon, gazyağıdır .
Havacılıkta kullanılan farklı yakıtların özellikleriNot: kerosen ve saf oksijen sıcaklık elde 3500 K karışımı stokiyometrik olduğu zaman.
Alev hızı - yanma kararlılığıAlev cephesinin hızı (homojen bir karışımda), bir turbojetteki sıvının akış hızına kıyasla nispeten düşüktür ve artar:
Yanmanın mümkün olması için, akışın hızı, alevin yayılma hızından büyük olmamalıdır. Bu nedenle, sürekli bir yakıt enjeksiyonunun kararlı bir alev vermesi için, enjekte edilen yakıt damlacıklarının, kendi tutuşmaları için yeterli enerjiyi geri kazanmak amacıyla, tutuşan yakıt damlacıklarıyla hızlı bir şekilde karşılaşması gerekir.
Alevi üflemekten kaçınmak için akış yanmaya uygun hızlara yavaşlatılır. Bunu yapmak için, oda bir sapma ile yukarı yönde bulunan kompresöre bağlanır.
Fonksiyonu türbin FAN veya fan, kompresör ve çeşitli servis donanımı tahrik etmek için mekanik enerjiye daha sonra, kinetik enerjiye yanma odasından çıkan gazların basınç enerjisini dönüştürmektir. Türbinin çıkışında kalan enerji, reaktörün itme kuvvetine katkıda bulunur.
PrensipSes altı akışta akışkanın hızı, basıncı ve yoğunluğu arasındaki ilişki Bernoulli teoremi ile karakterize edilir . Türbin içindeki gazların genleşmesi, sıvının bir yakınsakta hızlanmasıyla elde edilir ve geri kazanılan kinetik enerjinin bir kısmı motor işine dönüştürülür.
Açıklama ve operasyonGenel olarak, bir turbojet üzerinde karşılaşılan türbinler eksenel tiptedir; akış bu nedenle motorun eksenine paraleldir. Bir türbinin genişleme aşaması, [Dağıtıcı] adı verilen sabit kanatlardan oluşan bir ızgara ve [Çark] adı verilen hareketli kanatlardan oluşan bir ızgaradan oluşur. Çekilecek güç tek kademenin olanaklarını aştığında, çok kademeli türbinler kullanılır.
Distribütörün rolüYanma odasından çıkan gazlar , [Pervane] 'nin teğet yönünde bir açıyla onları saptıran dağıtıcıya girer . Basınç enerjisini yakınsak etkiyle kinetik enerjiye dönüştürür. Bu şekilde elde edilen akışın hızlanmasına, basınç ve sıcaklıkta bir düşüş eşlik eder.
Tekerleğin RolüDağıtıcının çıkışındaki gazlar, kanatların alt yüzeyinde ve üst yüzeyinde basınçların eşit olmayan bir şekilde dağılmasına neden olan bir geliş açısında hareketli [Tekerleğe] girer. Sıvının alt yüzeye uyguladığı basınç, üst yüzeye uygulanan basınçtan daha büyüktür ve bu, hareketli [Tekerleği] harekete geçirerek kinetik enerjinin bir kısmını mekanik enerjiye dönüştüren bir aerodinamik sonuç yaratır.
Yararlı mekanik enerjiyi arttırmak için şunlara ihtiyaç vardır:
Bir türbin tarafından geliştirilen güç aşağıdaki formülle ifade edilebilir:
İle
Olympus motorunun zeminde geliştirdiği gücün aşağıdaki parametre değerleri ile hesaplanması:
için aşağıdaki spesifik ısı değerlerine sahip hava-yakıt karışımının zenginliğinin = 0.018 65 değeri:
Olympus motorun türbin tarafından geliştirilen güç W = daha sonra 77.600.000 W veya 105.300 hp
Reaktörün toplam gücünün küçük bir parçası olan bu güç, esas olarak kompresör ve ekipmanı çalıştırmak için kullanılır.
SınırlamalarTürbin, turbojet motorunun en zorlu koşullarda çalışan bileşenidir:
Ek olarak, gazların hızındaki herhangi bir artış, hareketli tekerleğin dönme hızında ve dolayısıyla mekanik kuvvetle sınırlanan çevresel hızda bir artışa yol açar . Kanatların zamanlamasına göre akışın geliş açısında çok büyük bir artış, aşırı basınç düşüşlerine yol açan aerodinamik rahatsızlıklara yol açacaktır.
Boyunca adyabatik sıkıştırma de bir artış vardır entalpisi ve genişleme için ters sağlayacak bir kompresör etabının daha fazla enerji absorbe edilebilmesi türbinde sonuçlanır. Ayrıca bu nedenle, bir türbinde pompalama veya dönerek durma olgusu mevcut değildir.
Türbin tarafından emilen güçteki artış, genişlemeyi arttırmak için meme bölümünün (veya aşağı yöndeki dağıtıcının boynunun) açılmasıyla elde edilir.
Bir türbinin kalitesi, genleşme verimliliği ile değerlendirilir ve emilen güç limiti, kanatları arasındaki hava hızına bağlıdır (Mach = 1 ise engelleme).
Yol verGiriş manşonunda, kompresörde veya yanma odasında olduğu gibi, türbinde akışın maruz kaldığı dönüşüm kusurludur, dolayısıyla verimlilik kavramı:
Enerji dönüşümü kayıpsız olsaydı:
Bu denklemden ve P5, P6 ve T5'i bildiğimizden, her zaman gerçek T6'dan daha yüksek olan T6th'ı hesaplayabiliriz ve bu nedenle türbinin gerçek verimliliği yaklaşık olarak şöyledir:
Uygulamada, bu verimlilik, baypas akış hızlarının varlığı ile değiştirilir (kanatları baypas ederek ve rotorlar ile statorlar arasındaki radyal açıklıklardan geçerek türbinde çalışmayan akış hızları). LPTACC ve HPTACC gibi aktif sistemler veya aşındırılabilirler gibi pasif mekanizmalar sayesinde bu akış hızları daha düşük ve daha düşüktür. Bunlar, peteğin içindeki bıçakların topuklarından daha az sert bir malzemeden gevrek "eriyebilir" parçalardır. İçeri girerken, bıçaklar, bıçaklara zarar vermeden radyal açıklıkları ayarlamak için aşındırıcıları aşındıracak ve böylece baypas akış oranlarını sınırlandırmak için parçaları ayarlayacaktır. Kanatların soğutulması RolYakıt tüketimini azaltma zorunluluğu, türbin girişinde daha yüksek sıcaklıklara sahip olmayı ve aşağı akışta sıkıştırma oranını arttırmayı gerektirir, çünkü SFC'deki kazanç, ne kadar yüksek olursa o kadar büyüktür.
Türbinin girişindeki sıcaklık artışı aynı zamanda şunlara da izin verir:
Kanatlar, aşağı akış kompresöründen alınan daha soğuk hava kullanılarak konveksiyonla soğutulur. Performans aleyhine yapılan bu vergi, uzlaşma ve bilanço açısından motor üreticisine sunulmaktadır.
Kanatların soğutulması, türbin döngüsünün genel verimliliğini artıran daha yüksek sıcaklıklara izin verir, ancak bu, motorda bir açığa karşılık gelir, çünkü müdahale etmediğinde sıkıştırmak için daha fazla enerji harcamak gerekir. it.
Şu anda yanma odası çıkışında ulaşılan sıcaklıklarla ve benimsenen soğutma akış hızları göz önüne alındığında, genel denge pozitiftir.
Türbin kanatlarını soğutmak için iki ana işlem kullanılır:
Kanadın dış duvarının soğutulması, sıcak dış gazlar ile kanadın içinde dolaşan ve arka kenarda reddedilen taze gazlar arasında kalori alışverişi ile sağlanır. İçi boş olan kanatlar aşağıdaki tipte borularla donatılmıştır:
İç konveksiyonla soğutma, duvarların koruyucu film ile soğutulmasıyla desteklenebilir. Kanadın içinde dolaşan temiz hava akışı, kanadın dışını sıcak gazların şafağını izole eden koruyucu bir akışkan duvarı oluşturmak için ön ve arka kenarlarda dışarıya yansıtılan hava akışından alınır.
Koruyucu hava filmi, lazer veya elektro-erozyon ile ön kenarda veya arka kenarda açılan küçük delikler aracılığıyla oluşturulur.
TeknolojiKanatların metalurjisi, sıcaklık kazanımlarının çok önemli olduğu monokristal kanatlara yol açmak için yönlendirilmiş katılaşma alaşımları yoluyla döküm yoluyla kanatların imalatından gelişmiştir. Türbin disklerinin metalurjisi, dönüş hızlarındaki ve yanma odası çıkış sıcaklıklarındaki artışla birlikte daha iyi mekanik ve termal direnç yönünde de gelişmiştir.
Bıçak imalatıTürbin kanatlarının sıcaklık direncini artırmanın bir başka yolu, çok yüksek sıcaklıklara dayanıklı yeni malzemeler geliştirmek ve imalatlarında kullanılan alaşımların metalurjisini geliştirmektir.
AlaşımlarBir alaşım , matris adı verilen bir veya daha fazla baz metalden oluşur ve bunlara aşağıdakiler gibi belirli özelliklerini iyileştirmeye izin veren kimyasal elementler eklenir:
Mikroskobik ölçekte, bir alaşım, taneciklerden (kristaller) oluşan bir aglomera olarak görünür. Katılaştırma özel bir önlem alınmadan gerçekleştirilirse, tanelerin yönü düzensizdir ve malzemenin özellikleri tüm yönlerde önemli ölçüde aynıdır: O halde bir EQUIAXE yapısından söz edilir.
Daha iyi mekanik mukavemete izin veren bir çalışma eksenini tercih etmek için, kristalleri ayrıcalıklı bir yönde yönlendirmeyi mümkün kılan işlemler vardır: buna yönlendirilmiş katılaşma alaşımı denir.
Diğer işlemler, tek bir taneli alaşımlar elde etmeyi mümkün kılar, bu da onlara daha iyi özellikler verir; sorun esasen büyük boyutlarda monokristal parçaların elde edilmesinde yatar.
Bazı sözde "ötektik" alaşımlar, saf maddeler gibi sabit sıcaklıkta katılaşır ve ince ve homojen tane yapıları elde etmeyi mümkün kılar.
"Toz Metalurjisi" adı verilen başka bir işlem, bileşenleri toz halinde karıştırarak ve daha sonra bunları yüksek basınç altında sıkıştırarak, türbin diskleri gibi parçaları doğrudan bitmiş boyutlarında elde etmeyi mümkün kılar.
TipolojiÇift gövdeli turbojetlerde türbin, yüksek basınçta (HP) bir veya daha fazla aşamadan (stator-rotor ) ve düşük basınçta bir saniyeden oluşur . Kanatçıkları en sıcak yanma gazlarının akışına maruz kalan HP türbini, malzeme direnci ve aerodinamik açısından en karmaşık kısımdır. İki tür türbin vardır, biri etki ve diğeri reaksiyon.
Bir aksiyon türbininde ( turboprop motorlar ve türbin motorları için tercih edilen çözüm ), genişletme çalışması (neredeyse tamamlandı) yalnızca statorda gerçekleştirilir. Bu şekilde üretilen kinetik enerji, kompresörü, redüksiyon dişlisini, pervaneyi veya duruma göre döner kanadı ve ayrıca motor için gerekli aksesuarları çalıştırmak için mekanik enerji biçiminde geri kazanılacaktır.
Bir reaksiyon türbininde, genleşme hem statorda hem de rotorda gerçekleşir. Ek olarak, bu tür bir türbinde, gazların enerjisinin yalnızca "küçük" bir kısmı, türbin-kompresör tertibatının (buna ilave olarak fana ekleyin) mekanik enerji biçiminde geri kazanılması için gevşetilir. Pervaneli bir tertibattan daha az "ağır" sürülür. Kalan enerji, itme kuvvetini oluşturmak için nozülde kinetik enerji şeklinde geri kazanılacaktır.
Gazların kalan enerjisinin (basınç ve sıcaklık) türbinden geçtikten sonra hıza dönüştürülmesiyle tahrik için yararlı olan genleşme ejeksiyon kanalında gerçekleşir. Turbojetin itme gücü, fırlatma hızı ne kadar yüksek olursa o kadar güçlü olacaktır.
Ejeksiyon kanalı, yanma sonrası olmayan motorlar için bir egzoz muhafazası ve bir nozülden oluşur. Yanma sonrası olan motorlar için, ejeksiyon kanalı, egzoz muhafazası ile ejeksiyon nozülü arasında bulunan bir ısıtma sistemini içerir.
Egzoz muhafazasıTürbinin arkasında bulunan egzoz muhafazası, akışın iç ve dış devamlılığını sağlayarak, çift akışlı motorlarda sıcak akışı soğuk akıştan ayırmayı mümkün kılar.
Fırlatma nozulu Fırlatma memesinin rolüTurbojet içinde akış ses altıdır ve türbinin çıkışı bir nozül ile uzatılırsa, bu , maksimum gaz akışını belirleyen en basit bölüm için birleşerek Col adı verilen çıkış bölümüne kadar gaz kütlesini hızlandırmayı mümkün kılar. çıkarılabilir. Bu nedenle meme , yanmış gazların püskürtülmesini ve ortam basıncına geri dönmesini sağlar, böylece bundan kaynaklanan akışın hızlanması turbojetin itme gücünü oluşturur.
OperasyonNozulun fırlatma bölümü pratikte belirlenir, böylece maksimum motor hızında, oradaki akışın hızı ses hızına yani Mach 1'e ulaşır ve boyundaki statik basınç Atmosfer Basıncı'na eşittir .
Akışın hızı ses hızından düşükse, püskürtülen kütle akış hızı maksimum değildir, gazlar boğazda Atmosfer Basıncına kadar genişler ve nozülün uygun olduğu söylenir: bu durum tüm düşük rejimlere karşılık gelir. azami hız.
Uygun bir meme için elde edilen memenin optimum çalışması (boğazdaki basınç = Atmosferik Basınç), çıkış bölümünün farklı motor hızlarına adapte edilmesine izin veren değişken bölümlü bir meme prensibi geliştirilmiştir.
Yeniden ısıtmasız motorlar için , yakınsak-ıraksak nozul, boğazdaki akışın sonik olmasını, ek itme elde etmek için uzaklaşan kısımdaki akışı hızlandırmayı, ardından gaz püskürtme hızının süpersonik olmasını mümkün kılar.
Motor çalışma hızı, uçuş zarfına bağlı olarak değişkendir, ıraksak kısım değişken olmalıdır, aksi takdirde boyunda bir ses altı akış durumunda, ıraksak akışı yavaşlatır ve nozülün verimi düşer.
Gazların statik basıncı çok yüksek olduğunda (atmosfer basıncının iki katından fazla) basit kesik koni, jetin patlamasına yol açar; Daha sonra jetin statik basıncı Atmosferik Basınca eşit olana kadar bir dizi şok dalgası gözlemlenir. Tahrikte kullanılamaz enerji kaybına neden olan bu şoklar, nozülün genel verimliliğinin düşmesine neden olur.
ÖzelliklerNozül, türbinin akış aşağısında bulunur ve üst bölüm aşağı akış bölümünden daha büyük olan kesik bir koninin en basitinden oluşur. Jetin patlamasını ve şok dalgalarının oluşmasını önlemek için yakınsak-ıraksak nozullar kullanılır. Isıtmalı motorlar için farklı çıkışlı ve değişken bölmeli nozullar kullanılabilir.
Bazı nozullar ayrıca aşağıdakiler gibi aksesuarları da alabilir:
Bir turbojette, kompresör, yanma odası ve türbin tertibatı, uçağı ilerletmek için enerjilerini serbest bırakan sıcak sıkıştırılmış gazlar sağlar. Bu enerji, mümkün olduğunca az yakıt tüketirken mümkün olduğunca verimli bir şekilde salınmalıdır. Daha sonra itici yakıt verimliliğini optimize etmek gerekir .
Genel olarak, itme verimliliği, ejeksiyon hızı arttığında düşer, bu da bizi, ses altı hızlar için, gerekli itişi elde etmek için ejeksiyon hızının yavaşlatılması ve püskürtülen sıvının kütlesinin arttırılması gerektiği sonucuna götürür. Durum böyle olunca, fazla yakıt tüketmeyen çözümler bulmak gerekiyordu ve günümüzde yüksek seyreltme oranına sahip çift akış tekniği ticari havacılıkta yaygın olarak kullanılmaktadır.
Genel ilke şu şekildedir:
Başka bir deyişle, tahrik için kullanılan sıvı iki akışa ayrılır:
Motorun tahrik verimi, 5'e yakın seyreltme değerleri için önemli oranlarda artırılır ve ejeksiyon hızları, soğuk akış toplam itmenin% 80'ini üretecek şekildedir.
Havacılıkta kullanılan türbomakineler arasında turbojet kategorisinde birkaç tip ayırt edilebilir:
Bu tür makinelerin her birinde, aşağıdaki gibi yapılar:
Bu iki özellikten, her biri itme özellikleri, verimlilik, maliyet vb. Sorunlara yanıt veren varyantlar geliştirilmiştir. uçak üreticilerinin ihtiyaçlarına göre.
Teknik ve teknolojik gelişmelere bağlı bir kronoloji, ilk turbojetlerin tek akışlı ve tek gövdeli olduğu anlamına geliyordu. Tek bağlantılı bir kompresör-türbin tertibatını içeren bir gaz jeneratörü ile donatılmışlardır, kompresör santrifüjlü veya eksenel tipte olabilir.
Şu anda itme gücü ve yakıt tüketimi açısından performansı artırmak için kompresör, farklı hızlarda dönen birkaç parçaya bölünmüştür. Bu kompresörlerin çalıştırılabilmesi için kendileri farklı olan türbinler bunlara akuple edilmiştir.
Bağlı her bir kompresör-türbin çifti Gövde veya Kaplin olarak adlandırılır ve bugün tek akışlı veya çift akışlı bir turbojet, üreticilere ve kullanım alanlarına bağlı olarak Tek Gövdeli, Çift Gövdeli veya Üç Gövdeli tipte olabilir.
Bu tip makinede, gaz üreteci, gövde adı verilen ve bir kompresör ve aynı şafta bağlanan ve dolayısıyla aynı hızda dönen bir türbini içeren tek bir döner tertibat içerir.
Çift gövdeli çözüm, çift akışlı turbojet motora ve tek akışlı turbojet motora uygulanabilir. Ağırlıktan ve uzunluktan tasarruf sağlayan ve aynı zamanda daha az güç gerektirerek başlatmayı sağlayan karmaşık bir teknolojidir.
Bu tür bir makinede, gaz jeneratörünün mekanik olarak bağımsız iki döner tertibatı vardır:
LP kompresörüne bağlı türbine LP türbini , HP kompresörüne bağlı olan ise HP türbini olarak adlandırılır.
Kompresör-türbin çiftlerinin her biri kendi hızında dönüyor ve ardından çift gövdeli veya çift bağlantılı turbojetlerden bahsediyoruz . İki gövdenin dönüş hızı farklı olduğundan, bu motorlar iki daha uzun ve daha ağır eş merkezli şaft gerektirir . Buna karşılık, verim açıkça arttı.
İki şaft, onları birbirine bağlayan yataklara (veya yataklara) aşırı dönme hızları uygulamamak için genellikle aynı yönde döner. Bununla birlikte, belirli durumlarda, jiroskopik torkları biriktirmeme ve daha iyi aerodinamik verime izin verme avantajına sahip olan farklı yönlerde dönerler . Öte yandan, iki karşıt dönen cisimden kaynaklanan dinamik uyarma, iki cismin dönme rejimlerinin toplamının bir fonksiyonudur - birlikte dönen durumda rejimlerin farkının bir fonksiyonu olmak yerine - bu nedenle çok yüksektir, bu da titreşimlere karşı direnç sorunları ortaya çıkarır .
Seyreltme oranı çok yüksek olanlar için tüm yeni nesil motorlar çift namlulu, hatta üç namlulu . Bu ikinci konfigürasyon, sivil havacılığa yönelik Rolls-Royce " Trent " motor ailesine özeldir . PI adı verilen (ara basınç için) ek bir kompresör-türbin düzeneğinin varlığı ile karakterize edilir .
Bu tür makinelerde tüm hava akışı gaz jeneratöründen geçer.
Üretilen itme kuvveti, gaz jeneratörüne giren havanın kütlesine ve ona verilen ivmeye bağlıdır. Bu tür bir turbojetin çalışma noktası, esas olarak kompresör-türbin düzeneğinin dönme hızı ve türbin giriş sıcaklığı ile karakterize edilir.
Kullanım alanıTek akışlı turbojetler gürültülü, kirletici ve yüksek bir spesifik tüketime sahiptir. Sadece Mach 1'in ötesinde en iyi performanslarını elde ederler .
Verimliliği ve tüketimi nedeniyle, Simple Flux turbojet motoru esas olarak yüksek uçuş hızları ve askeri alanda kullanılır. Bu motorlara, kısa sürelerde itme kuvvetinde büyük bir artış sağlamak için art yakıcı takılabilir.
Bu tür bir turbojette, yakıt tüketimini azaltmak ve tahrik verimliliğini artırmak için gaz jeneratörü için gerekenden daha fazla hava alınır. İlave akış (veya akış), gaz jeneratörünün etrafında bir baypas olarak akar.
Ses altı hızlarda daha ucuz ve çift akışlı (veya turbofans İngilizce) daha az gürültülü jet motorları 1960'larda ortaya çıktı . Bu motorlarda, büyük boyutlu bir üfleyici , LP kompresöründen yalnızca kısmen geçen büyük bir kütle akış hızını absorbe edebilir . Soğuk akış olarak adlandırılan LP kompresörüne geçmeyen blower tarafından önceden sıkıştırılan hava , sıcak kısmı atıldığı, sıcak gazlarla karıştığı veya karıştırılmadığı nozüle kadar baypas eder (sıcak akış). Bu, yaklaşık 1.5 Mach'ın altındaki orta hızlar için, gaz akış oranını artırarak itme kuvvetini arttırmayı ve gürültü seviyesini önemli ölçüde düşürmeyi mümkün kılar. General Electric CF700 veya General Electric CJ805-23 gibi nadir durumlarda, üfleyici motorun önüne değil arkasına yerleştirilir. Bu özellik, İngilizce konuşulan ülkelerde " arka taraftar " olarak anılır .
Motorlara göre değişken olan soğuk akışı oluşturan hava oranı, ikincil kütle akışının (veya soğuk akış) birincil kütle akışına (veya sıcak akış) oranı ile ifade edilir. Bu orana seyreltme oranı denir . Süpersonik uçuş için optimize edilmiş askeri motorlar 1'den daha düşük seyreltme oranlarına sahipken, 0.8 Mach civarındaki yolculuklar için optimize edilmiş sivil veya askeri motorlar 5 ile 10 arasında seyreltme oranlarına sahiptir. Çift akışlı motorlar ve yüksek seyreltme oranı itme gücünün çoğunu soğuktan alır. akış (% 80), sıcak akış, itmenin% 20'sini temsil eder.
Avantajlar ve kullanım alanıGeliştirilmesi turboprop motorlar ve baypas çok büyük donatılmış reaktörlerde fan ölçüde ses altı hız aralıklarında geliştirilmiştir. Aynı itme kuvveti için daha yüksek hava akışı ve daha düşük gaz sıcaklığı ile verimleri daha yüksek ve tüketimleri daha düşüktür. Yakıt yükü azaldığından, bu daha yüksek bir taşıma yüküne izin verir.
Uçuş için gerekli gücün ve üretilen ısıl gücün oranı olan itme verimliliği, belirli bir itme kuvveti için, hava akışı daha yüksek olacağından bu verimin daha da yüksek olacağını gösterir: Yakıt akışını arttırmadan hava akışı bu nedenle kabul edilebilir, ancak bu, ısıl verimi düşürme sonucuna sahip olduğu için durum böyle değildir. Bu nedenle, termal verimliliği düşürmeden hava akışını artırmak için bir çözüme ihtiyaç vardır: toplam hava akışını iki akışa ayırın:
Çift akış, verimliliği yalnızca yüksek hızda ilginç olan tek akışlı turbojet ile hız sınırlı turboprop arasında bir uzlaşma sağlar. Ek olarak, spesifik tüketim iyileştirilir ve işlem daha sessizdir. Yanma sonrası, tek akışlı turbojet durumunda olduğundan daha yüksek bir verimlilikle montaja entegre edilebilir. Birçok modern savaş uçağında ayrıca art yakıcı ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor , vb.) İle donatılmış turbofan bulunur .
Çift akışlı bir turbojette, labirent contalara basınç uygulamak için kullanılan hava , düşük basınçlı kompresörden aşağı yönde alınır. Distribütörler ve HP türbin kanatları gibi sıcak kısımların soğutma havası , HP kompresör çıkışından alınır .
Dahili hava devresi, yataklar üzerindeki eksenel kuvvetleri azaltmak için kompresör ve türbin diskleri üzerine geri basınç uygulanmasını da mümkün kılar.
Yeterli verimi korumak için, motor boyunca labirent contalar yerleştirilerek hava sızıntıları sınırlandırılır. Rotorlar ile türbin yuvaları arasındaki radyal boşlukların (yüksek ve alçak basınç) aktif kontrolü, debisi bir valf tarafından kontrol edilen yüksek basınçlı kompresörün çıkışından alınan havanın motor regülasyonu ile kontrol edilmesiyle sağlanır. . Bu "temiz" hava, krank karterini hava püskürtücülerine çarparak soğutmak için kullanılır. Bu hava akışının yönetimi, mahfazanın genişlemesini ve dolayısıyla stator ile rotor arasındaki radyal açıklıkları (daha kesin olarak kanatlar ve aşındırıcılar arasında) kontrol etmeyi mümkün kılar. Manevranın amacı, uçuşun tüm aşamalarında "baypas" akışlarını (kayıpları) sınırlayabilmektir. Bu sistem, Aktif Açıklık Kontrolü için ACC olarak adlandırılır ve öncesinde LPT veya HPT (Düşük Basınçlı Türbin Aktif Boşluk Kontrolü ve Yüksek Basınçlı Türbin Aktif Boşluk Kontrolü) bulunur. Ayrım önemlidir çünkü akış yönetimi iki türbin için aynı değildir.
Çift akışlı bir turbojet motorda, harici hava devresi motorun kendisinde ve uçakta çeşitli işlevleri yerine getirir.
Hava genellikle HP kompresöründen alınır ve şu durumlarda kullanılabilir:
Önemli derecede ısınan bazı aksesuarlar hava sirkülasyonu ile soğutulur ve motor kaportası ikincil akıştan veya dış havadan havalandırılır.
Yağlama, yataklar gibi yağlama gerektiren parçalarda yağ filminin oluşmasını ve yenilenmesini ve ayrıca ısının tahliyesini sağlamaktan ibarettir. Kullanılan yağlar yük ve sıcaklık koşullarına bağlıdır ve şu anda daha büyük sıcaklık aralıkları ve mineral kökenli yağlara göre daha uzun ömürleri nedeniyle esas olarak sentetik kökenlidir.
Yağ devresi şu işlevleri yerine getirir:
Başlatma işlevi şunları sağlamalıdır:
Bu fonksiyon, kompresörün yanma odasına hava besleyebilmesi için gaz jeneratörünün dönen tertibatını döndürmekten ibarettir. Sürücü için gereken tork (C) dönüş hızına ve sıcaklığa bağlıdır. Başlangıçta güçlü bir şekilde büyür ve tutuşma gerçekleştiğinde azalır ve makine hızlanır. Belirli bir hızdan itibaren bu tork sıfır olur ve motorun otonom olduğu söylenir.
Yakıt tedariğiBu işlev, ana ve marş enjektörlerine giden güç beslemesini kontrol eder. Marş enjektörleri, alevin yayılmasına ve ana enjektörler tarafından püskürtülen yakıtı tutuşturmasına izin verir. Yakıt, bir pompa kullanılarak basınç altında sağlanır ve başlatma için gereken akış hızı, belirli bir ölçüm cihazı ile belirlenir.
AteşlemeBu işlev, yakıt karışımının yüksek voltajlı bujiler tarafından üretilen kıvılcımlar kullanılarak ateşlenmesini mümkün kılar.
Başlatma döngüsüBu döngü, parametrelerin evrimi ile karakterize edilir:
Başlatma sırası, turbojet motorunun özel bir özel işlevi tarafından gerçekleştirilir.
Yeniden ateşleme UçuştaUçuş sırasında yeniden ateşleme prosedürü, fırlatma zaten gerçekleştirilmiş olduğundan, zemindeki ateşlemeden farklıdır.
Bu yeniden tutuşma prosedürü, "rüzgar değirmeni" denen olguyu temel alır. Aslında, motorun "durdurulduğu" söylendiğinde, artık itme kuvveti üretmez, ancak uçağın göreceli hızı, havayı motorun içinde dolaşmaya zorlar. Bu hava akımları, motorun dönen elemanlarının dönüşünü sağlamak için yeterlidir.
Daha önce belirtildiği gibi, motor çalıştırma koşulları oldukça kısıtlayıcıdır (sıcaklık, dönme hızı, karışımın yoğunluğu, vb.), Bu nedenle bu yeniden ateşleme konfigürasyonunda belirli bir hız aralığında (daha sonra motor hızıyla ilişkilendirilmelidir) ) ve yükseklik (hava yoğunluğu).
YerdeYerdeki bir motoru yeniden yakmak da özel dikkat gerektirir. Böyle bir işlemin oluşturduğu ana risk "Rotor Kilidi" dir. Bu fenomen türbinleri, özellikle de düşük basınçlı türbinleri etkiler. Türbin soğuduğunda parçalar farklı hızlarda soğur (kütlelerine ve termal ataletlerine bağlı olarak). Daha ince gövde rotordan daha hızlı soğur ve böylece rotor genişlemiş kalırken daha hızlı geri çekilir. Muhafaza daha sonra rotoru sıkıştıracak ve bloke edecektir. Bu sırada motor yeniden başlatılırsa türbinin bazı aşamaları tıkalı kalabilir. Bu küçük arıza, motoru kapatıp yeniden başlatarak düzeltilebilir. Bu sırada motordan geçen sıcak hava, krank karterini genişletmek ve rotoru serbest bırakmak için yeterlidir.
"Rotor kilidini" önlemek için iki çalıştırma arasında bir soğuma süresine uyulmalıdır. Bununla birlikte, bu sürenin belirlenmesi karmaşıktır çünkü birçok parametreye (ortam sıcaklığı, sönmeden önce motorun geçirdiği döngü, aşınan maddelerin aşınması, vb.) Bağlıdır.
HavalandırmaBazen yerde ve testler veya özel prosedürler bağlamında, kompresör-türbin kuplajını ateşlemesiz ve yakıt enjeksiyonlu veya enjeksiyonsuz olarak başlatmak gereklidir.
Kuru havalandırma şu durumlarda kullanılabilir:
Kanat altına kurulumdan önce motor depolama için test edildikten sonra ıslak havalandırma kullanılabilir.
Bir turbojetin pilot tarafından kontrolü basit bir yolla, genel olarak gaz kolu adı verilen tek bir kontrol ile gerçekleştirilir. Amaç, gaz kolunun belirli bir konumu için uçuş koşullarına uyarlanmış itme performansını elde etmektir. Yüksekliğe ve uçuş hızına göre sürekli değişen motora giren havanın basıncı, sıcaklığı ve hızı, pilot kontrol ile motor arasına bir düzenleme sistemi yerleştirilmesi gerekiyordu.
Sivil bir turbojet için gaz kolunun karakteristik konumları şunlardır:
İtme kuvvetinin, turbojet motoruna giren hava akışının ve onun çıkış fırlatma hızının bir fonksiyonu olduğu bilinmektedir. İlk yaklaşım olarak, hava akışının dönme hızıyla orantılı olduğunu ve fırlatma hızının türbin önündeki sıcaklıkla orantılı olduğunu söyleyebiliriz.
Sonuç olarak, kontrol etmek için itme miktarlarını kontrol etmek:
Kontrol fonksiyonunun amacı ayrıca:
Bu işlev, aşağıdaki gibi parametreler üzerinde yapılan ölçümlerden gerçekleştirilir:
uçuş emniyetinin izlenmesi açısından rulman titreşim ölçümü önemlidir
Yönetmelik RolDüzenleme fonksiyonunun temel amacı, turbojet motorunu otomatik olarak belirlenen dönüş hızı ve türbin sıcaklığı sınırları içinde tutmaktır.
Bu düzenleme, genel olarak mevcut olan tek fiziksel parametreye etki eder: yanma odasına enjekte edilen yakıt akışı.
AnayasaDüzenleme sistemi, aşağıdaki işlevleri yerine getirmesi gereken farklı ekipmanlardan oluşur:
Bu ekipman, yakıt devresi, hareketli parçaların kontrolleri (nozul, tahliye vanaları, değişken statorlar, vb.), Elektrik devresi, çeşitli sensörler ve regülasyon bilgisayarından oluşur.
OperasyonBir turbojetin stabilize çalışmasındaki düzenleme, bir dönme hızını ve türbinin önünde optimum bir sıcaklığı korur, böylece seçilen kol konumuna karşılık gelen itme, dış parazitlerden bağımsız olarak sağlanır. Torku (yakıt akışı; nozül bölümü) optimize ederek ilgili çalışma noktasını otomatik olarak korur ve aynı zamanda makinenin çalışma sınırlamalarının yönetimini sağlar.
Türbinin önündeki sıcaklığın doğrudan düzenlenmesi çok hassas olduğundan, bu sıcaklığı temsil eden motor parametrelerini düzenlemeyi seçiyoruz:
Bu parametrelere göre hareket etmek ve onları kontrol etmek için, turbojet tipine bağlı olarak değişken sayıda [parametreleri düzenleyen] araçlar mevcuttur:
Her turbojet türüne özgü değişmeyen çalışma yasaları, bu çeşitli parametreleri birbirine bağlar ve düzenlemenin, pilot tarafından seçilen itme kuvvetine karşılık gelen motor çalışma noktasını stabil tutmasına izin verir.
Motor çalışma yasaları, ayarlama parametreleri değiştiğinde ayarlanmış veya düzenlenmiş parametrelerin (kontrol edilecekler) değişikliklerinin bilinmesini mümkün kılan ilişkilerdir. Bu motor yasaları, motorun kendine özgü özellikleridir ve uçuş koşullarına ve düzenleyici parametrelerin değerine göre değişkendir. Düzenleyici yasalarla karıştırılmamalıdırlar.
Örneğin, değişken statorlar veya emniyet valfleri olmayan sabit bir nozul reaktörü ve belirli bir uçuş koşulu için:
Bu basit örnekle, bir turbojetin düzenlenmesinin, dış unsurları hesaba katarak daha küresel bir sisteme kendi iç özelliklerinin entegrasyonu olacağını görüyoruz.
Motorun çalışma noktasını ayarlamak için, aşağıdaki gibi bir düzenleme işlevi aracılığıyla düzenleyici parametrelere göre hareket etmeliyiz:
İlişkilendirilebilen ve modlar olan iki ana mod vardır:
Bu tür bir düzenleme kararlıdır, ancak çok kesin değildir çünkü gerçek rahatsızlıklar genellikle mevcut programlanmış koşullardan farklı veya hatta çok farklıdır. Parametre seti her zaman istenen değere sahip olmayacaktır ve bu, çalışma noktasının dış koşullara göre stabilitesini garanti etmek için bu tür düzenlemeyi kesin olarak sıfırlar.
Örneğin, belirli bir irtifada bir kol konumu, kendisi bir hız değeri ayarlayacak olan bir yakıt akış değerini sabitlerse ve irtifa, düzenleme bildirilmeden değişirse, gerçek hız ile sahip olması gereken rejim arasında bir fark olacaktır.
Öte yandan, sınırlamaların ulaşılma riski olan geçici rejimde, motorlar arasındaki farkları ve sınırlı ömürlü parçaların eskimesini hesaba katarak tüm durdurmaları entegre edecek bir program kullanılması tercih edilir.
Örneğin, güvertede bulunan bir avcı için, maksimum itme kuvveti oluşturma süresi çoğu zaman itme seviyesinin kendisi kadar önemlidir, çünkü başarısız bir iniş durumunda, pas geçme, motor zarar görmeden tam güvenlik içinde yapılmalıdır. pompalama veya zengin yok oluştan dolayı güç kaybı.
Döngülü düzenlemeDöngü kontrolünün prensibi, çıkış değeri ile giriş ayar noktası arasındaki farkı tespit etmek ve ardından bu farkı bir veya daha fazla kontrol parametresini kontrol etmek için kullanmaktır. Bu tür bir düzenleme, dış farklılıkların üstesinden gelmeyi mümkün kılar, ancak istikrarsız olma dezavantajına sahiptir. Bu istikrarsızlık, iletimlerin yanıt süreleri ve döngü kazancı ile, yani çıktı varyasyonu ve giriş varyasyonu arasındaki ilişki ile bağlantılıdır.
Döngünün performansı, düzenleme + motor düzeneğinin performansı olacaktır, ikincisi kendi kazanımlarına ve yanıt sürelerine sahip olacaktır. Uçuş koşullarının (Mach, İrtifa) bir fonksiyonu olarak çok büyük oranlarda değişen turbojetin özellikleri, bu nedenle, dış koşullar ne olursa olsun, montajın iyi bir yanıt vermesini sağlamak için, valinin özelliklerinin de farklılık göstermek. Turbojetlerin düzenlemelerini endüstriyel proseslerin düzenlemelerine kıyasla karmaşık hale getiren şey budur.
Düzenleyici rejimlerTurbojetin kullanımı, onu her uçuş koşulu için stabilize operasyonda tutmak ve iki sabit durum arasında geçici durumda çalışmasını sağlamaktan ibarettir. Bu, iki ana düzenleme modu sağlama ihtiyacını gösterir:
Diğer işlevler de düzenleme sistemi tarafından yönetilir:
Bir motorun stabilize çalışma noktası, kompresör alanındaki belirli bir hat üzerindedir, ancak pilot, gaz kelebeğini kullanarak farklı bir kompresör hızı talep ettiğinde, düzenleme şunları yapmalıdır:
Hız değişimleri sırasında, kompresör çalışma noktası, kompresör alanının stabilize çalışma hattını terk eder. Fiziksel olarak, yanma odasındaki yakıttaki bir artış, havanın aşırı genişlemesine neden olarak kompresörün sıkıştırma oranında ani bir artışa neden olur: türbin tarafından üretilen iş, kompresör tarafından emilen işten daha hızlı artar, motor hızlanır. . Daha az yakıt olduğunda tersi olur, motor yavaşlar.
Motorun regülasyonu bu nedenle turbojetin belirli noktalarında dönüş hızının, basıncın ve sıcaklığın bir fonksiyonu olarak gerekli yakıtı sağlar.
Sınırlamalar ve YasaklarBir çalışma noktasından diğerine gitmek için, biri başlangıçtaki stabilize edilmiş eğriden sapar ve biri sınırlamalara karşı gelir:
Bu tehlikeli olaylara karşı koruma sağlamak için yönetmelikte bir yakıt akışı sınırlaması vardır:
Tüm düzenleyiciler, yasaların hesaplanmasına ve diğerlerinin uygulanmasına (yakıt akışı ve değişken geometri) adanmış bir sistemden oluşur. İlk turbojet çünkü uygulama parçası ( "Regülatör-ölçen supap" sistemi ATAR101 üzerinde mevcut az şey değiştiyse SNECMA 1949), önemli bir gelişim hesaplama kısmında gerçekleştirilmiştir.
1970 yılına kadar yasaların hesaplanması, hareket kolları, kamlar, aneroid kapsüller, servomotorlar, basınç düşürücüler vb.
1970'lerden itibaren elektronik yavaş yavaş ortaya çıktı, düzenleme yasalarının kısmen analog elektronik işlevler tarafından yerine getirildiği "düşük otoriteli" karma hesaplama sistemleri çağıydı:
1980'lerin ortalarına doğru, dijital teknoloji gelişti, ilk sistemler, veri işlemeyle ilişkili elektroniklerin hesaplama işlevini tamamen devraldığı ve daha sonra sadece düzenleme yasalarını değil, aynı zamanda motor koruma yasalarını, entegre bakımı ve tümünün işletim güvenliğini ele aldığı ilk sistemler ortaya çıktı. motor.
Başlangıçta hidromekanik olan düzenlemeler, elektroniğin giderek daha önemli bir parçasıyla karıştırılarak şu anda "Tam Yetkili" ve "yedekli" sistemler olarak gelişmiştir; bu, sistemin çalışması için tam özerklik anlamına gelir. Motor ve arıza tespiti olmadan yeniden yapılandırma olmadan pilot müdahale.
Teknolojik evrimTamamen hidromekanik ATAR9C SNECMA motorunun sıvı yağ ile düzenlenmesi, nozülün hidromekanik düzenlemesini kontrol eden bir elektrik motoru tarafından kontrol edilen değişken bir sızıntı sistemi ile donatılmış ATAR9K50 SNECMA motorundan önce gelir . Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde motorlarında ilk analog düzenleme sistemi kuruldu.
SNECMA M53-5 motoruna "Tam Yetkili Analog" düzenleme takıldı, ardından SNECMA M53-P2 motoru "Tam Yetkili Dijital" düzenleme ile donatıldı.
1980'lerin ortalarından bu yana, Dijital Tam Yetkili Yedekli düzenlemesi Pratt & Whitney PW2000 ve CFMI / CFM56-A'yı donatmaya başladı . Bu sistem, her boyuttaki ticari hava taşıtlarında yaygınlaşmıştır. Bu aynı zamanda tüm yeni askeri uçaklar için de geçerlidir.
Diyetin düzenlenmesi HedefBu motor parametresini düzenlemenin amacı, istenen itme seviyesinin hassas kontrolüne izin verirken aşırı hız ve düşük hız rejimlerinden kaçınmaktır.
Tarihiİlk düzenlemeler, ilk buhar makinelerinin bilyeli düzenleyicileriyle aynı prensipte çalıştı. Hızın bir fonksiyonu olan paralelkenarın deformasyonu, yakıt akışına etki etmek için kullanıldı. Paralelkenarın denge noktasını değiştirerek yeni bir hız referansı sağlamayı mümkün kılan gaz kelebeği kontrolü üzerindeki bir eylem.
Bu tür bir düzenlemenin dezavantajları iki yönlüdür:
Başlangıçta bu dezavantajlar, geri beslemede güçlü bir kazanç sağlamak için barometrik kapsüller ve mekanik sönümleyiciler entegre edilerek geri dönüş zincirinin kazancı düzeltilerek ortadan kaldırıldı. Bu tip düzenleme takıldı için Turbomeca en Marbore motorları Fouga uçaklara monte. Bu düzeltmelere rağmen, yukarıda açıklanan dezavantajlardan kaçınmak için kaldıraç konumunda hızlı değişiklikler 4,600 m'nin üzerinde yasaklanmıştır .
Öte yandan, bu sistem gaz kolu olmadan düzenlemeye izin verir. Bu işlem, SA330 Puma'yı donatan Turbomeca'dan TURMO IIIC4'te kullanılır. Rotorun (NR) hızının sabit olması istenen, türbinin dönüş hızı (rotora mekanik olarak bağlı), kolektif adım komutunun bir varyasyonunu takiben NR'nin bir varyasyonunu tespit etmeyi mümkün kılar. Türbin dönüş hızı (NTL), NTL'yi sabit ve dolayısıyla NR'yi sabit tutmak için Qc'yi (yakıt akışı) değiştiren bir besleyici ölçüm sistemine uygulanır. Bu sistem, bir posteriori düzenlemeyi tetikler . Pilot, sağlanan Motor gücü / rotor tarafından emilen güç dengesini değiştirirse, rotor hızı değişir, düzenleme bu değişimi tespit eder ve istenen NR'yi bulmak için yakıt akışını düzeltir. Bu düzenleme oldukça yumuşaktır ve her zaman varsayılan olarak: NR düştüğünde, Qc artar, ancak orijinal NR'yi kurtarmak için yeterli değildir. Tersine, eğer Nr artarsa, Qc azalır, ancak yeni düzenlenmiş Nr eskisinden daha yüksek olacaktır. Bu sistem kendini kanıtlamıştır ve her türlü elektrik kaynağından bağımsız olarak büyük sadeliğe ve dolayısıyla büyük güvenilirliğe sahip olduğu için hala kullanılmaktadır.
İkinci olarak, kontrollü parametre artık yakıt akışı değil, basıncın ve dolayısıyla irtifanın etkisini ortadan kaldırmak için hava-yakıt karışımının zenginliğiydi. Bu düzenleme, kolun hızındaki sınırlamaları ortadan kaldırmak için zenginliğin varyasyonuna yüksek ve düşük durakların entegre edilmesini mümkün kılan daha karmaşık bir mekanizma gerektiriyordu. ATAR SNECMA motorları bu daha verimli sistemle donatılan ilk motorlardır .
Yakıt akışı ve basınçtan zenginlik parametresinin yaklaşık bilgisi Sıcaklık parametresinin eklenmesi ile iyileştirilir ve daha sonra zenginliğin üst ve alt duraklarının belirlenmesinde uçuş koşulları (irtifa, çarpma basıncı) kullanılır. Tüm bu bilgiler, ATAR 9K50 SNECMA motorlarında elektriksel formda görünür .
Çift gövdeli motorlarda sadece bir gövde hızı düzenlenir, diğeri şu şekildedir: örneğin "SEC" de F404'te "PC" de kontrol edilen HP gövdesidir LP gövdesidir.
Meme düzenlemesiYukarı gelmek için.
Bazen yeniden ısıtma olarak anılan art yakıcı, turbojetlerde askeri uçakları ve bazı süpersonik sivil uçakları gaz fırlatma hızını artırmak için donatan bir sistemdir , bu da itme kuvvetinin artmasına neden olarak uçuş zarfının genişlemesine izin verir.
İlke, gaz akışına türbinden sonra , dolayısıyla "post" terimi reaktör nozul boğazından ayrılmadan önce gazyağı enjekte etmektir. Bu yakıt beslemesinin yanması, birincil yanmadan sonra hala mevcut olan artık oksijen kullanılarak gerçekleştirilir.
Yanma sonrası rolüBir turbojette, ana yanma odasındaki sıcaklığı sınırlayan şey, türbin aşamasını oluşturan malzemelerdir. Turbojet tarafından sağlanan itme, kendisi türbinin çıkışındaki sıcaklıkla sınırlı olan nozul çıkışındaki püskürtme hızıyla orantılıdır. Türbin çıkışı ile ejeksiyon nozülü arasındaki püskürtme hızını artırmak için, tek akışlı motorlarda soğutma için seyreltme nedeniyle hala oksijen içeren gaz akışına yakıt enjekte edilir. ikincil akış, birincil yanmaya katılmadı.
Bu ek güç kaynağı, uçuş zarfını artırmayı ve önleme görevlerine izin vermeyi mümkün kılar. Bu ekipman sayesinde kısa pist kalkışı veya hava muharebe açıklığı gibi bazı olasılıklar mümkündür. Bu ısıtma sistemi şimdiye kadar sadece iki sivil uçağı, Fransız-İngiliz Concorde ve Rus Tupolev Tu-144'ü donattı . Gerçek şu ki, türbinin metalurjik limiti tarafından gerekli kılınıyor olsa bile, sadece geçici olarak kullanılıyor, çünkü büyük bir yakıt tüketicisi ve esasen hızlı savaş uçaklarının ayrıcalığı olmaya devam ediyor.
GenelBir memeden bir gazı püskürtmek için, yukarı akış oluşturucu basıncın, aşağı akış harici statikten daha büyük olması yeterlidir. Ejeksiyon hızı, üretim basıncının belirli bir değerine kadar yukarı akış basıncının aşağı akış basınç oranına kadar artan bir fonksiyonudur. Bunun ötesinde, fırlatma hızı sabit kalır.
Nozülden geçen kütle akışı ve momentum akışının sınırı yoktur ve üretim basıncı arttıkça artar. Fırlatma hızı limiti gaz sıcaklığına bağlıdır: gaz ne kadar sıcaksa, fırlatma hızı o kadar yüksek olacaktır.
Sıcaklık artarsa, belirli bir üretim basıncı için püskürtülen kütle akış hızı azalır, ancak fırlatılan momentum artar ve dolayısıyla itme artar.
Sonuç olarak, püskürtülmeden önce gazı ısıtarak tam gazını "SEC" üreten maksimum basınçla karakterize edilen belirli bir turbojetin itme kuvvetini artırmak mümkündür.
Bu yeniden ısıtmaya yanma sonrası denir veya ısınır ve motor çalışma noktası tam gaz "PC" konumundadır.
Özellikler FaydalarıTeknik olarak basit bir yöntemdir, çünkü onu hafif kılan ve motorun diğer parçalarının maruz kaldığı termal gerilimlerden arındıran ilave hareketli mekanik parçalar olmadan. Boyutunu veya kompresörünün çalışmasını değiştirmeden bir turbojetin itme kuvvetinde [+% 50] artışa izin verir. Nozül, uçuşun özelliklerine kalıcı olarak adapte edilemediğinde yüksek Mach'lara ulaşmak için gerekli bir araçtır.
DezavantajlarıOrdu için, “PC” önemli bir kızılötesi işarete sahiptir ve motorun spesifik tüketimini (kg / (daN⋅h) CS cinsinden) açıkça arttırır. Siviller için gürültü ve SC büyük dezavantajlardır.
Son olarak, görünür mekanik basitlik, yeniden ısıtmanın yukarısındaki kompresör çıkış basıncında bir artıştan kaçınmak için değişken bir boyun bölümüne sahip bir nozüle sahip olma ihtiyacını ortadan kaldırmaz. Termal blokaj adı verilen bu basınç artışı kompresörün durmasına neden olabilir.
Artan itmeBoyun bölümü Sc ve çıkış bölümü S olan uygun bir nozülden Vs hızında püskürtülen bir gaz akışı D için , aerodinamik formüller , nozul çıkışındaki Mach sayısının kesinlikle boyun ve çıkış bölümlerinin oranına bağlı olduğunu gösterir. sabit basınçta havanın özgül ısısının sabit hacimdeki özgül ısısına oranı (Cp / Cv) olarak.
İtme, nozül çıkışındaki Mach ve vTt (toplam gaz sıcaklığı) ile orantılıdır . Bir turbojette, kompresör tarafından ayarlanan akış hızı, nozül geometrisi sabit tutulursa, itme yalnızca gazın toplam sıcaklığına bağlı hale getirilir.
Daha sonra basitleştirilmiş F ˜ vTt formülünü elde ederiz.
Örnek: eğer Tt = 1000 K de kuru PG ve eğer Tt = 2000 K de PGpc sonra arasındaki bindirme oranı PGsec ve PGpc olan v2 = 1.414
Gaz hızında artışGazların ısıtılmasıyla genleşmesi ile ilişkili giriş ve çıkış arasındaki akış hızının korunması, silindirik bir kanal ve ses altı akış alınırsa, çıkıştaki hızda genleşme oranına orantılı bir artışa yol açar.
Bir sistem (olup nakliye uçakları , tanker , vb gibi bazı savaş uçağı donatıyor) Panavia Tornado'nun veya Saab 37 Viggen esas olarak reaktörden donatılmış sivil uçağın takılır, ancak. Bu tip hava taşıtlarında zorunlu olmayan bu ekipman, bir hava taşıtının sertifikasyonunda dikkate alınmaz.
Büyük ticari veya askeri uçaklarda, ana fren sistemini rahatlatırken iniş aşamalarında durma mesafesini azaltmak için itme kuvvetini ileri doğru saptırmayı amaçlayan bir sistemdir.
Prensipİtme reversler haddeleme yönünde bir kısmını aktarmak ve böylece iniş iniş aşağıdaki haddeleme aşamasında birimi yavaşlama eğilimi negatif bir basınç yaratmak için akışında bir engel sokulması oluşan bir cihazdır İniş sırasında fren mesafelerini azaltmak için dişli . Çift akışlı motorlarda, ters çevirme her iki akışta da yapılabilir, elde edilen karşı itme ikincil akışta elde edilen negatif itme ile birincil akışın itişi arasındaki farktır.
Genellikle sadece ikincil akış, ters çevirme cihazları tarafından yönlendirilir.
TeknolojiAşağıdakiler gibi birkaç tip invertör kullanılır:
Evirici ancak uçak yerde olduğunda ve yedek güvenlik sistemleri uçuş sırasında açılmasını veya konuşlandırılmasını engellediğinde devreye girebilir.
Ters çevirici, gaz kelebeği kontrolüne takılan özel kollarla kontrol edilir.
En verimli askeri uçağın, özellikle de önleyicilerin özgüllüğü , jet nozülü, jetin yön değiştirmesine ve dolayısıyla uçağın manevra kabiliyetini arttırmak için itme yönüne izin veren yönlendirilebilir bir cihazla uzatılır. İtme bir (sırasıyla iki) yönlü düzlemde yönlendirildiğinde genellikle iki boyutlu (sırasıyla üç boyutlu) itme kuvvetinden söz ederiz. Bu yönünün yanı sıra kanatçıkların ve kontrol yüzeylerinin gereksiz olduğu, yani havanın seyrekleştiği çok yüksek irtifalarda hareket etmeyi de mümkün kılar .
Bu cihaz özellikle Rus Sukhoï prototipleri ( SU-37 , MiG 1.44 ve MiG-29 OVT ) ve Amerikan avcı uçakları ( F-22 , F / B-22 Concept ve JSF ) ile kullanılmaktadır. En son gelişme (2005) Rockwell-MBB X-31'dir . Harrier , F-35 ve Yak-141'de olduğu gibi, itme kuvveti, dikey kalkışlara ve inişlere izin vermek için yere doğru yönlendirilebilir .
Motor bölümü değeri, motoru çevreleyen tüm kaputları ve uçağın kanadına veya gövdesine süspansiyonunu tanımlar.
Bir naselin temel işlevleri şunlardır:
Turbojetler genellikle bir yardımcı motorun, GAP ( Yardımcı Güç Ünitesi ) veya APU ( Yardımcı Güç Ünitesi ) yardımına ihtiyaç duyar . Genellikle bir helikopter türbomakinesinden türetilen ve uçağın gövdesinde bulunan, genellikle arka kısımda bulunan ve turbojetlerin pnömatik yolvericilerine güç sağlamak için basınçlı hava sağlayan küçük bir türbin motorudur . . GAP bazen acil durumlarda hidrolik üretim için kullanılabilir.
GAP, uçağın elektrik pilleri veya harici bir güç ünitesi tarafından başlatılır . GAP , turbojetlerin veya turboprop motorların tüm jeneratörleri ve alternatörleri çalışmadığında acil durum elektrik jeneratörü olarak da kullanılabilir . GAP olarak hidrojen yakıt hücreleri ile son testler başarıyla gerçekleştirilmiştir . Bu cihazlar daha hafiftir ve hava girişi gerektirmez, ancak daha pahalıdır.
Bir turbojetin geliştirilmesi ve sertifikasyonu ile bağlantılı tüm faaliyetler, hizmete girdiğinde müşteri, bu durumda uçak üreticisi tarafından uygulanan kalite ve güvenlik koşullarını karşılayacağını göstermeyi amaçlamaktadır. Kalite yönü geliştirme testleri ile ele alınırken, güvenlikle ilgili kriterler sertifikasyon testleri sırasında değerlendirilecektir.
Performansı optimize etmeyi ve mühendislik verilerini elde etmeyi amaçlayan geliştirme testleri temel olarak şunlara odaklanır:
Yeni bir motorun geliştirilmesini sağlamak için 2000'li yıllarda gerekliydi:
Uçağa güç sağlamak için kullanılan turbojetlerin geliştirilmesi ve üretimi, Fransa için DGAC (JAR-E) veya Amerika Birleşik Devletleri için FAA (FAR33) gibi kuruluşların gereksinimlerini karşılamalıdır. Fransa için Safran Uçak Motorları ve Amerika Birleşik Devletleri için GE gibi bazı üreticiler, anlaşmazlık durumunda en kısıtlayıcı standardı karşılamalarını zorunlu kılan ortak motorlar üzerinde işbirliği yapmaktadır.
Sertifikasyon iki ana aşamada gerçekleşir:
Motor üreticisi, hava taşıtına takılacak motorun tüm teknik verilerini tanımlayan ve garanti eden şartnameler şeklinde uçak üreticisi ile bir sözleşme imzalar. Bu sözleşmenin iki temel maddesi vardır:
Motorun belirli itme ve tüketim gereksinimlerini karşılama kapasitesi, motor için ana aşamaları aşağıdaki gibi olan uçak sertifikasyon programı aracılığıyla gösterilir:
Çalışma hızları (yer ve uçuş rölantide, kalkış, tırmanma, seyir) için çeşitli motor ayarları oluşturulmuştur ve uçak üreticisinin itme talebi, uçuş zarfı boyunca ve uçağın her versiyonu için gerçekleştirilir.
Bu işlem üç adımda yapılır:
Motorun sağlaması gereken itici gücün değerlendirilmesi, uçak üreticisinde, havayolu şirketlerinin ihtiyaçlarını boyut, ağırlık, menzil vb . Açılardan tanımlamayı amaçlayan pazar çalışmaları ile başlayan bir sürecin sonucudur . ve itme ünitesinin itme sınıfının tanımına götürür.
Motor üreticisi, uçak üreticisine endüstriyel deneyimini, müşterinin gereksinimlerini ve rekabetin sunduklarını entegre eden matematiksel bir motor modeli sunar. Bu modelden ve çok sayıda revizyondan sonra, motor üreticisi ve uçak üreticisi, itme gücü ve özel tüketim garantilerini entegre eden bir sözleşme şartnamesi üzerinde anlaşırlar.
Motor kapasitesi gösterimi ATC nacelle zemin testleriHer bir gösteri motoru ( uygunluk motoru ), gelecekteki üretim motorları için gerçekleştirilecek olanla aynı prosedürü izleyerek açık bir test tezgahında (açık havada) aynı ATC nacelle ile donatılmış olarak test edilir :
bu testler, üretim motorları için kabul limitlerinin belirlenmesi için bir temel oluşturacaktır.
FTC zemin testleriGösteri motorları , ATC nacelle ile aynı prosedür izlenerek FTC nacelle ile test edilir . Test sonuçları aşağıdakiler için kullanılacaktır:
Uçuştaki itme kuvveti, onu nasıl ölçeceğimizi bilmediğimiz için hesaplanır ve bu, son derece donanımlı motorlar gerektirir. Prensip, Euler denklemine dayanarak motordaki momentumdaki değişimi hesaplamaktır.
Model testleri ile nozul katsayıları belirlendikten ve FTC nacelle ile yer testlerinden motorun giriş ve çıkış yönündeki basınç korelasyonlarını belirledikten sonra , uçuş testleri farklı hızlar için stabilize seviyede (Drag = Thrust) devam eder.
Uçuştaki itme kuvvetinin hesaplanmasından:
Uçuş testleri şunları sağlar:
Bu adım, uçak üreticisine satılan itme garantisi ile ilgili olarak pilotaj rejimlerinin kurulmasını mümkün kılar. Bunun için orta seri motorlar olarak kabul edilen demonstrasyon motorları (performans açısından), uçuş testlerinden kaynaklanan itme / hız özellikleri bunu başarmayı mümkün kılar.
Bu ortalama özellikler şunları içerir:
SFC itme birimi başına yakıt tüketimi temsil eder ve motor etkinliğini değerlendirmek için kullanılır. Bu çok önemli bir tasarım kriteridir ve bu parametreyi en yaygın uçuş koşulları için, genel olarak seyir halinde, yani 12.200 m ve Mach 0.8 rakım için optimize etmek amacıyla bir motor tasarlanmıştır .
Spesifik tüketimin formülü şöyledir:
SFC ve Belirli Aralık arasındaki ilişkiS / R kriteri , motor itme kuvveti ile uçağın hızı arasında bir uyuşmaya izin vermek için motorun yakıt tüketimini uçağın hava hızı ile ilişkilendirmeyi mümkün kılar.
S / R formülü şöyledir:
SFC'nin tanımından şunu çıkarabiliriz
Uçağın inceliği
Stabilize bir uçuş durumunda şunları bilerek:
o zaman uçağın inceliğinin şöyle olduğunu anlıyoruz:
çıkarabiliriz
ve
sabit ağırlıkta ve uçak hızında, SFC'deki bir artış , aynı S / R düzeyinde bir azalmaya neden olur.
TeknolojiSeyreltme oranı yüksek motorlar için, SFC'yi etkileyen termodinamik döngünün özellikleri şunlardır:
Açıktır ki, her bir bileşenin verimliliği (kompresörler, yanma odası, türbinler, vb.) SFC'yi de etkiler .
SFC GarantisiYeni bir motorun SFC seviyelerinin ilk tahmini , motor üreticisinin halihazırda çevrim içi olan modeller üzerindeki deneyimini entegre eden teorik bir modele dayanmaktadır. Uçak üreticisi ile imzalanan garanti seviyesi, yarışmanın tekliflerini entegre eden çok sayıda yinelemenin sonucudur. Motor üreticisi tarafından satılan garanti seviyesi daha sonra uçak üreticisi tarafından havayollarına sunulan uçağın performansını belirlemek için kullanılır.
İtici güçte olduğu gibi , SFC garantilerinin gösterimi, gösteri motorları ile motorlu uçağın sertifikasyon programı sırasında gerçekleştirilir. Uçuş test sonuçları (itme hesaplama ve yakıt akış ölçümü) hesaplamak için kullanılır SFC ve daha sonra ilk olarak satılan garanti seviyelerine karşılaştırdık.
Motor üreticisi ve uçak üreticisi, aşağıdakileri belirleyecek olan motorun performans seviyesi üzerinde hemfikirdir:
EŞDEĞER SPEK parametresi, SFC üzerinde garantilerin olmaması durumunda motor üreticisinin uçak üreticisine vermek zorunda kalacağı mali cezaları hesaplamak için kullanılır . İki olasılık:
Yeni SFC seviyesi , uçuşta ölçülen açığın çıkarıldığı gösteri motorlarının ortalamasından belirlenir. Ardından, ilk uçuş garantisine göre motorların durumunun zemine aktarımı olan EŞDEĞER ÖZELLİK parametresi hesaplanır.
Seri motorların üretimi, yetkililer (FAA, DGAC, vb.) Ve uçak üreticileri ile mutabık kalınan belgelerde tanımlanan bir kabul testi ile onaylanmıştır. Bu belgeler bir yandan emniyet ve operasyonel emniyet hususlarını ele alırken diğer yandan kabul testini ve kabul limitlerini ayrıntılı olarak açıklar.
Yalnızca satış versiyonuna teslim edilen tüm motor versiyonlarının tek seferde doğrulanmasını mümkün kılan bu test, iki ana aşamadan oluşmaktadır:
Test edilen motorun performansı, aşağıdakilere bağlı olduğu için doğrudan karşılaştırılamaz:
Bir motorun performansını onaylamak için, onu bilinen çalışma koşullarına geri getirmek çok önemlidir. Kullanılan yöntem şudur:
Bu düzeltmeler, aşağıdakiler gibi sözleşme parametrelerine uygulanır:
Test tezgahındaki motor performansındaki dalgalanmalar birkaç kökene sahiptir ve aşağıdaki% 100 varyasyonun üzerinde kabaca dağıtılmıştır:
Bu düzeltme, test edilen motorun itme ve yakıt akış parametrelerinin değerini, uçak üreticisine satılan sözleşme limitleri ile karşılaştırmak için 1.013,25 hPa standart ortam basıncı koşullarına getirmeyi mümkün kılar .
Oda sıcaklığı düzeltmesiBu düzeltme , motorun teorik bir modelinden ve regülasyonundan hesaplanan katsayılar ile dönüş hızını, EGT sıcaklığını ve yakıt akış parametrelerini etkiler; ortam sıcaklığı koşulları, meydana gelmesi muhtemel tüm sıcaklık aralıkları boyunca değişir. kabul testi.
Bu katsayıların ve dolayısıyla yapılan düzeltmelerin kalitesi, bunların belirlenmesinde kullanılan modelin (motor + düzenleme) temsil edilebilirliğine bağlıdır. Ve sökülme modelleme FAN hızına göre LP gövdesi ve düzenleme ile tahrik değişken sistemleri, yüksek kalitede bir teorik bir model (Motor + düzenleme) elde belirleyicidir.
Nem düzeltmeHavadaki su buharının varlığı, kuru hava ile su buharı yüklü hava arasındaki özgül ısı farkından dolayı motorun performansını değiştirir, bu da test gününde performansın düzeltilmesini gerektirir. kuru hava.
Su buharı içeriği% 0'dan doygunluğa değişen bir motor modelinden itme, hız, yakıt akışı ve EGT parametrelerine uygulanacak düzeltmeler , giriş sıcaklığı ve motor gücü sabit tutularak belirlenir. Gerçek testlerde karşılaşılabilecek çeşitli motor devri ve giriş sıcaklık noktalarının birbirini izleyen taramaları ile test sırasında ölçülecek nem seviyesinin bir fonksiyonu olarak motor parametrelerine uygulanacak çeşitli düzeltme faktörleri belirlenir. ' gerçek test.
Yoğunlaşma düzeltmesiMotor testinin yapıldığı gün ortam sıcaklığına ve nem derecesine bağlı olarak, giriş manşonu, yerel olarak su buharının kısmi basıncı basıncın altına düştüğünde yoğuşma yeri olabilir. Doymuş buhar: fenomen ekzotermiktir , su ısıyı bırakır ve bu nedenle ortam havası sıcaklığının arttığını görür. Girerken FAN, sıkıştırma, motordan enerji alır sıcaklık ve buharlaşma dolayısıyla bir artış vardır. Bu enerji geri çekilmesi, yalnızca BP vücudunun diyetiyle ilgili olan düzeltici önlemlerle telafi edilmelidir .
Test tezgahı düzeltmesiYerleşim bölgelerinin yakınında gerçekleştirilen motor testleri, havalimanı yaklaşma alanları ile aynı düzeyde gürültü kirliliği yaratır. Gürültü kirliliğine güçlü bir sınır getiren mevzuat, jet motoru üreticilerinin testlerini kapalı bir tezgahta yapmalarını zorunlu kılmaktadır. Gürültü daha sonra hava girişini ve tahliye akışını duvarların akustik işlemleriyle donatılmış ve dikey giriş ve çıkış konfigürasyonlarına sahip tünellerden geçiren aerodinamik konfigürasyonları ile sınırlandırılır. Ne yazık ki, motor itme kuvveti artık aynı yakıt akışı için açıktaki bir test tezgahındaki ile tam olarak aynı değil çünkü eğitilecek ek hava akışı, egzoz bacasının gaz manifoldunun venturi etkisine bağlı olarak, gerçek motor itme kuvvetini elde etmek için motor ve nihai sonuç hesaplama ile düzeltilmelidir. Yapılan düzeltmeler tesisata bağlı olarak% 3 ile% 10 arasındadır.
Motor girişindeki hava akış hızları, askeri motorlar için 80 kg / s'den yüksek itmeli ses altı motorlar için 1.600 kg / s'ye kadar değişebilir , bu da testlere bağlı olarak çok değişken indüklenmiş akış hızları oluşturur.
Daha sonra, tüm sertifikasyon testlerinde kullanılan referans motorlar kullanılarak bir açık hava test tezgahı ile verilen performans sapmaları değerlendirilerek her kapalı test tezgahı için bir düzeltme faktörü belirlenir. Bu düzeltici faktör daha sonra kapalı test tezgahına geçirilen her üretim motoru için uygulanır. Bu düzeltici faktörün belirlenmesi için test aşamasına "tezgah korelasyonu" denir. Bu korelasyon aşaması, yalnızca test tezgahının dahili aerodinamiğinin önemli ölçüde değiştirileceği durumlarda zorunludur.
Test enstrümantasyonunun düzeltilmesiTest ölçüm ve kontrol tesisleri, motor tepkisinde sapmalara neden olur ve gerçek motor performansına ulaşmak için nihai sonuçlarda düzeltilmelidir. Test sonuçlarına uygulanacak düzeltici faktörler, enstrümantasyonlu ve enstrümansız çalışması simüle edilen bir motor modelinden hesaplama ile belirlenir.
Nacelle korelasyonuÜretim testleri için kullanılan naseller, sertifikasyon testleri için kullanılan gösteri motorlarının zemin testlerinde kullanılanlarla karşılaştırılmalıdır. Karşılaştırmalı olarak yapılan testler sonucunda gözlemlenen sapmalar, her bir üretim motorunun test sonuçlarına uygulanan düzeltici faktörlerle sonuçlanmaktadır.
Test tezgahlarının performans sapmasıTest tesisatlarının yavaş sürüklenmesini belirlemek için, tezgahın giriş ve çıkış sıcaklıklarının yanı sıra test sırasında tüketilen yakıtı da içeren bir izleme katsayısı belirlenir. Daha sonra sağlanan iş miktarını belirleriz ve eğer stabil ise bu, test tezgahının gelişmediği anlamına gelir.
Referans hız hesaplamalarıTüm kurulum düzeltmeleri yapıldıktan sonra, uçak üreticisine satılan sözleşmeye dayalı BP hızıyla ilgili olarak her test noktası için sözleşmeye dayalı motor parametreleri ayarlanmalıdır. Daha sonra sertifikasyon aşamasında demonstrasyon motorlarının zemin testleri sırasında oluşturulan enterpolasyon tabloları kullanılır.
İlgili parametreler, çift gövdeler için itme, yakıt akışı, EGT sıcaklığı ve HP hızıdır.
Referans itme kuvveti hesaplamalarıPrensip, referans hıza geri dönme ile aynıdır, ancak yalnızca yakıt akışı söz konusudur (SFC'nin hesaplanması için kullanışlıdır)
Bir motor testinin yapılması Operasyonların kronolojisiTest tezgahına bir motor yerleştirmek için yapılması gereken işlemler kronolojik sırayla aşağıdaki gibidir:
Motor testi sırasında sorumlu personel şunları yapmalıdır:
Bir anormallik durumunda motor müşteriye teslim edilmez ve değerlendirilmesi için bir hastane zincirine gider; üretim testine dönüş, sorunun tam olarak ele alınmasından sonra yapılacaktır.
Motor operatör tarafından satıldıktan ve teslim alındıktan sonra, operasyonel ömrü başlar ve kanat altında hafif önleyici ve iyileştirici bakım işlemlerinin yanı sıra birkaç kullanım süresine izin vermek için atölyede ağır bakım işlemleri ile kesintiye uğrar. on yıllar.
İşte motorun çalışmasıyla ilgili bazı kavramlarla ilgili bazı tanımlar
Verimlilikler ve maliyetler
Verimlilik, malzemenin kendine özgü kalitesini ve aşağıdakileri içeren sahip olma maliyetini birleştirir:
Emniyet ve güvenlik
Güvenlik, ekipmanın nominal çalışmasını sağlama yeteneğini ifade eder. Güvenlik, bir ekipmanın insanlara zarar vermemesidir.
Kullanılabilirlik
Kullanılabilirlik (D), bir ekipmanın belirli bir zamanda tasarlandığı tüm işlevleri yerine getirebildiğini ifade eder.
Görünür kullanılabilirlik ve gerçek kullanılabilirlik arasında bir ayrım yapılır. Tam kullanılabilirlik denetimi genellikle mümkün olmadığından, yalnızca görünür kullanılabilirlik erişilebilirdir.
Kullanılabilirlik, iyi çalışma sürelerinin ortalaması (MTBF: Arıza Arasındaki Ortalama Süre) ve onarımlar için gereken sürelerin ortalaması (MTTR: Ortalama Onarım Süresi) dikkate alınarak değerlendirilebilir.
Bu nedenle kullanılabilirlik, güvenilirlik ve ekipmanı onarmak için uygulanan araçlar aracılığıyla sağlanabilir.
Güvenilirlik
Güvenilirlik, bir ekipman parçasının belirli bir süre için belirli koşullar altında belirli bir işlevi yerine getirme yeteneğidir. Bu nedenle, sorunsuz çalışma olasılığıdır. Bunu tanımlamak için, hasar oranı L (Lambda) ve MTBF (Başarısızlık Arası Ortalama Süre) arasında bir ayrım yapılır.
Hasar oranı L, x birim zamanı sırasında başarısız olan N popülasyonu örneklerinin yüzdesidir.
ile N1 = t zamanında örnekler ve N2 = Anlık örnekler (t + x)
MTBF, hasar oranının tersidir:
Güvenilirlik genellikle saat başına arıza sayısıyla ifade edilir, örneğin 1.10-6, bu da arızanın 1 milyon saatlik çalışmadan sonra meydana geldiği anlamına gelir.
Ekipman hasar oranı, mekanik veya elektronik bileşenler için, üç farklı döneme göre zamanla değişir:
Sürdürülebilirlik
Sürdürülebilirlik, ekipmanın çalışır durumda tutulabilmesidir. Sürdürülebilirliğin bileşenleri (çalıştırma, güvenilirlik, sökme, test edilebilirlik, vb.) Genellikle ekipman tasarım aşamasında belirlenir.
Bakım
Bakım, ekipmanı hizmette "tutmak" için gereken tüm araçlar ve eylemler olarak tanımlanabilir.
Bir motorun, modülün veya ana aksesuarın çıkarılması 3 sınırlama ile gerekçelendirilebilir:
Potansiyel
Revizyonlar arasındaki potansiyel (TBO = Revizyon Arasındaki Süre), bir motor, modül veya ana aksesuarda büyük bir revizyon gerekmeden önce izin verilen kullanım süresidir.
Bir motor veya modülün potansiyeli, destekleyici testlere ve deneyime göre belirlenir. Genellikle çalışma saatleri olarak ifade edilir, ancak aynı unsurlar için var olan takvim potansiyelleri için de yıllar olarak ifade edilir.
Potansiyel, potansiyelin sonuna ulaşan motorların uzmanlığına dayanan bir genişletme programının amacı olabilir.
Takvim sınırları
Bu, genel bir revizyon veya büyük bir onarımın ardından bir uçakta hizmete döndükten sonra mevcut olan maksimum süredir.
Kullanım sınırları
Belirli elemanlar için (örneğin: Yataklar veya pinyonlar), motor potansiyelinden bağımsız saat veya döngü olarak ifade edilen bir kullanım sınırı vardır.
Potansiyel Sayaç
Bir düzenleme ve izleme bilgisayarı ile donatılmış bazı motorlarda, potansiyel bir sayma işlevi mevcuttur.
Bu işlev, dönen düzeneklerdeki yorgunluk oranlarını hesaplamak için kanat altında çalışma sırasında motor hızlarını ve türbin sıcaklığını hesaba katar.
Sınırlı ömür
Bazı motor bileşenlerinin, hizmetten çekilmeden önce izin verilen bir kullanım süresi vardır.
Bu hizmet ömrü, hesaplamalar ve destekleyici testler ile belirlenir. Çalışma saatlerinin sayısı ve döngü olarak ifade edilir (1 döngü = 1 başlatma, 1 başlatma, 1 durdurma).
Servis bültenleri
Ekipmanda yapılan tüm değişiklikler, uygulama yöntemlerine ve aciliyet derecesine göre sınıflandırılır. Bu değişiklikler isteğe bağlı, önerilen veya zorunlu olabilir.
Herhangi bir değişiklik, üretici tarafından yayınlanan ve Resmi Havacılık Hizmetleri tarafından onaylanan hizmet bültenlerine tabidir.
Operasyonda, uygulanacak bakım işlemlerinin belirli bir süre boyunca minimuma indirilmesi için performansın minimum düzeyde düşmesine izin vermek için üreticilerin önerileri üzerine havayolları tarafından sürüş prosedürleri ve motor itme yönetimi uygulanır.
Uçağın her uçuşu sırasında gönderdiği veriler işlenerek motor performansının gerçek zamanlı izlenmesi sağlanır.
Bazıları her motor tipine özgü olan bir dizi sınırlama, operasyonel izleme ve belirli parçaların sınırlı bir ömre sahip değiştirilmesini gerektirir.
Sürüş prosedürleriMotor çalıştırma prosedürleri resmi belgelerle (kullanım kılavuzu, uçuş kılavuzu, vb.) Tanımlanır. Normal sürüş prosedürleri ve acil durum prosedürleri arasında bir ayrım yapılır.
Farklı çalışma aşamaları için sürüş eylemlerini tanımlarlar: çalıştırma, çalıştırma, uçuş sırasında sürüş, motoru durdurma, yeniden yakma, havalandırma, vb. Motordan gereken gücün en fazla önem verdiği döngünün aşamalarında vurgulanmaktadır. ekonomik nedenlerle gerektiği gibi yönetim. Kalkış İtme Azaltma prosedürü geliştirilmiştir ve mümkün olduğunda tutarlı bir şekilde kullanılmaktadır.
Sürüş eylemlerini istisnai koşullarda tanımlarlar: uçuş sırasında motorun kapatılması, sistem arızaları, yangın, vb. Böylece, bozuk çalışma modunda yolcular için maksimum güvenliği sürdürmeyi mümkün kılar.
Kalkışta itme azaltma GirişTüm ticari nakliye uçakları, sertifika gereksinimlerini karşılamak için aşırı itme marjına sahip bir motorla üretilir. Uçak üreticisi ve motor üreticisi, kendisine verilecek görevlerde karşılaşılabilecek en ağır koşullar (maksimum yük, sıcak gün, yüksek irtifa vb.) İçin uçak montajı artı motor üretmektedir.
Bu nedenle, uçağın çoğu kullanım koşulunda, kullanılmasının yararlı olmadığı büyük bir itme rezervi vardır. Kalkış sırasında kullanılmayan itme rezervine DERATE denir ve çoğunlukla motorun sağlayabileceği maksimum itme gücünün% 'si olarak ifade edilir.
Bu rezerv, uçak / motor kombinasyonuna ve günün kalkış koşullarına bağlı olarak maksimum itiş gücünün% 25'inden fazlasına ulaşabilir.
İtici gücün operasyonel yönetimiMotorlar mekanik aşınma nedeniyle bozulur ve ortaya çıkan termodinamik etkiler verimliliği ve kütle akışını etkiler. Maksimum itme kuvveti ile çalışmanın itme kuvveti üzerinde hiçbir etkisi yoktur, ancak EGT marjının büyük ölçüde azaltılmasına katkıda bulunur. Bunun, yakıt tüketimi performansının bozulması ve kanat altındaki yaşam üzerinde doğrudan sonuçları vardır.
Bu gözlemlerden, üreticiler, bir öncelik olarak kalkış aşamasındaki itişi azaltma veya azaltma ilkesini geliştirdiler; bu, maksimum kalkış yükü olduğu sürece yalnızca günün koşullarının gerektirdiği itme seviyesinin kullanılmasından ibarettir. ulaşılmadı.
Kalkışta faydalı itiş gücündeki azalma (seyir seviyesine tırmanmaya bakın) ayrıca daha sık döngülere (kalkış, kalkış) maruz kalırsa, motorun erken aşınmasının neden olduğu arıza olasılığını azaltarak uçuş güvenliği üzerinde olumlu bir etkiye sahiptir. tırmanma, seyir, tutma, iniş) ve döngünün belirli aşamalarında maksimum itme kuvveti ile.
Kalkış sırasındaTicari bir uçağın kalkışı, aşağıdaki gibi özelliklerin bulunduğu kodlanmış bir prosedürü izler:
Kalkışta motorları ayarlarken dikkate alınır. İzin verilen maksimum itme kuvveti, aşırı sıcaklık koşullarında maksimum kalkış ağırlığını sınırlayacaktır ve daha elverişli koşullarda maksimum itme kullanılmayacaktır, bu durumda pist uzunluğu daha yaygın olarak kullanılmaktadır.
Azaltılmış itme kuvvetinde kalkış kavramı üreticiler tarafından geliştirilmiştir, çünkü itme kuvvetinin kesinlikle gerekli seviyeye düşürülmesi ile kanat altındaki ömür açısından beklenen faydalar arasında yakın bir ilişki bir filoda istatistiksel olarak gösterilmiştir. . Bunun bakım maliyetleri üzerinde olumlu bir etkisi olduğu da ortaya çıktı.
Aşağıdaki hususlar ve kavramlar, bu ekonomik hedefe ulaşmayı amaçlayan operasyonel prosedürleri oluşturmayı mümkün kılar:
EGT sıcaklığı (Egzoz Gazı Sıcaklığı), türbin giriş sıcaklığı veya bunun görüntüsüdür, çünkü çok yüksek sıcaklıklar nedeniyle, problar genellikle daha soğuk bir bölgeye yerleştirilir.
EGT kalkış marjı, günün basınç ve sıcaklık koşullarına bağlı olarak motorun tam bir PTO sırasında elde edebileceği onaylanmış maksimum ve en yüksek değer arasındaki farktır. Ömrünün başlangıcında bir motor için önemli olan bu fark, sökülmesi ve sıcak parçalar üzerinde çalışmak için atölyeye gitmesi gereken bir sınıra ulaşıncaya kadar büyük ölçüde azalma eğilimindedir.
Bu parametrenin bozulma oranı, kanat altındaki çalışma süresini ve dolayısıyla şirket için saatlik maliyeti belirler.
Bazı motorların düzenlenmesi, EGT sıcaklığında bir artışa sahipken bir ortam sıcaklığı aralığında kalkışta sabit bir itme kuvveti sürdürmeyi mümkün kılar ve bu, EGT sıcaklığı tutulurken itme gücünün azaldığı bir sınır ortam hava sıcaklığına kadar. sabit.
Bir motorun maksimum itme gücü, kendisine özgü olan ancak yine de günün koşullarına (sıcaklık ve basınç) bağlı olan ve bozulma anında gaz jeneratörünün aşmaması gereken bir maksimum EGT sıcaklığı için sağlanan bir özelliktir.
Kalkışta klima seçeneklerinin (Kanamalar) kullanılıp kullanılmaması EGT sıcaklığını etkiler. Kalkışta yakıt tüketimini artıran bu seçeneğin kullanılması, EGT sıcaklığının istenen aynı itme kuvveti için yükselmesine neden olur.
İndirgeme kavramıKalkış itiş gücünün azaltılması kavramı iki yöntemle elde edilebilir:
Motorun tüm parçaları ve bileşenleri, ortaya çıkan stres seviyelerine maruz kalır:
Bu, iki tipte güçlü mekanik, termal ve aerodinamik streslerle sonuçlanır:
Tüm motor parçaları aynı kısıtlamalara tabi değildir, bu nedenle itişi azaltmanın yararı her biri için aynı değildir.
SınırlamalarBir motor, üretici tarafından belirlenen belirli sınırlar dahilinde çalışacak şekilde tasarlanmıştır: uçuş kapsamı, hızlar, sıcaklıklar, basınçlar, yük faktörleri, süre, vb.
Motor, gelecekteki operasyonel görevlerine karşılık gelen belirli bir basınç aralığında ve dış sıcaklıkta çalışacak şekilde tasarlanmıştır.
Uçuş yüksekliği, havanın yoğunluğunu ve dolayısıyla motora giren akış oranını, performansını etkileyen bir akış oranını belirler.
Motorun itme verimliliğini artırma etkisine sahip olan uçağın hızındaki artış, kuvvet beslemesinin etkisiyle giriş hava akışında bir artışa neden olmak için yetersiz olduğu sürece itmeyi azaltma eğilimindedir.
Bir sönme sonrasında uçuş sırasında yeniden tutuşma yalnızca belirli uçuş koşullarında (irtifa, hız, vb.) Mümkündür.
Makinenin bütünlüğünü korumak ve operasyona uygun kanat altında bir ömür sağlamak için motorun çeşitli dönen parçalarının hızları genlik ve süre sınırlamalarına tabidir.
Sınırlar, sıcak kısımların ve özellikle türbin kanatlarının direnci tarafından belirlenir. Birkaç sınır olabilir: çalıştırmadan önce kalan sıcaklık, başlatma sırasındaki maksimum sıcaklık, uçuş sırasında maksimum sıcaklıklar, vb.
Basınç, sıcaklık ve tüketim sınırları ile temsil edilirler; örnekler: maksimum yağ basıncı, minimum yağ basıncı, maksimum yağ sıcaklığı, başlamak için minimum yağ sıcaklığı, maksimum yağ tüketimi ...
Genellikle minimum ve maksimum sıcaklık limitleri ve bazı durumlarda basınç limitleri ile temsil edilirler ...
Devre voltaj limitleri, tüketim limitleri, örnekleme limitleri ...
Motorun çalıştırılmasıyla ilgili belirli sayıda sınır vardır: başlangıç aralığı, parametre sınırları (sıcaklıklar, hızlar, vb.) Ve zaman sınırları (başlatma süresi, maksimum havalandırma süresi, durmadan önce stabilizasyon süresi, durdurma sırasında otomatik dönüş süresi ... ).
Hava örnekleme sınırları, titreşim sınırları, yük faktörü sınırları ...
ArızalarTurbojetler operasyon sırasında, uçuş güvenliğini aşağı yukarı ciddi şekilde tehlikeye atabilecek belirli sayıda arıza sergiler. Bu anormal operasyonlar çeşitli türlerde olabilir, farklı nedenlere ve az ya da çok önemli sonuçlara sahip olabilir.
Anormal çalışmaya neden olan sorunlar, sızıntılar (hava, yağ, yakıt), sistem ve aksesuar arızaları, yüksek basınç devrelerinde kavitasyon olayı olabilir. Sebepler insan (bakım), teknolojik (beklenenden daha fazla bozulma), harici (yıldırım çarpması, çarpma) olabilir.
Sonuçlar, gecikmeli kalkıştan motorun uçuşta durdurulmasına kadar (mürettebat tarafından kararlaştırılıp kararlaştırılmayabilir) değişir. Açıktır ki, önce imalatçı ve operatör tarafından alınan tüm önlemler, operasyonel arızaların sayısının büyük ölçüde sınırlandırılmasına ve sonuçların sınırlandırılmasına, böylece yolcuların yaşamlarının tehlikeye atılmamasına katkıda bulunur.
SızıntılarHava, yakıt ve yağ sızıntıları, "motor" arızasının ana nedenlerinden biridir:
Sızıntıların büyük çoğunluğu kötü giden bir bakım işleminden kaynaklanıyor:
Sızıntılar öncelikle bağlantı parçalarında veya titreşim yorgunluğu veya sürtünmeden kaynaklanan yıpranma nedeniyle boru kopmasının bir sonucu olarak meydana gelir.
Yakıt ve yağ arasındaki devreler arası sızıntılar, motorda yangına ve dahili parçaların tahrip olmasına yol açabilecek ciddi sonuçlara sahiptir (örneğin, LP türbininin kaçması ve disklerin kırılması).
Sistemler ve Aksesuarlar ArızalarıTasarım gereği, sistem ve aksesuar arızaları genellikle ikincil hasar veya hatta operasyonel etki olmaksızın motor arızasına yol açar.
Bu tür arızalar, neredeyse tüm uçuş gecikmelerinden ve iptallerinden ve uçuş sırasında durmaların (IFSD'ler) büyük bir kısmından sorumludur.
Bu arızalar genellikle motor sökülmeden düzeltilir çünkü bu sistemlerin ve aksesuarların bileşenleri kanat altındaki motorda değiştirilebilir (Hat Değiştirilebilir Ünite).
Yağ devresi hatalarıMürettebat tarafından emredilen uçuş sırasında motor kapatmalarının çoğundan yağ devresi sorumludur. Bu şu şekilde kendini gösterir:
Birden çok neden var:
Köken olarak yağın termal bozunmasına sahip olan "yağ devresinin koklaşması" olarak adlandırılan özel bir kusur, borularda ve nozüllerde az çok kalın tortuların oluşmasına ve az çok büyük miktarlarda olmasına yol açar. Bu olay, herhangi bir uyarı olmaksızın bir rulman arızasına neden olabilir.
Yakıtla ilgili arızalarTurbojetler sivil (ASTM veya IATA) veya askeri (MIL, AIR, vb.) Spesifikasyonları karşılayan yakıtlar için tasarlanmış ve onaylanmıştır. Bu özellikler belirli fiziksel veya kimyasal özellikleri sınırlar ancak diğerlerini belirli kısıtlamalar olmadan bırakır.
Sonuç olarak, aynı teknik özellikleri mükemmel bir şekilde karşılasa bile, yakıtların kalite açısından, bazen motor arızasının kaynağında farklılıklar gösterebileceği anlaşılmaktadır.
Yakıtın, turbojetin düzgün çalışması üzerinde doğrudan veya dolaylı etkisi olan önemli sayıda fiziksel ve kimyasal özellik olduğunu görüyoruz. Şimdi yakıt sistemiyle ilişkili ve esas olarak aşağıdakiler üzerinde sonuçları olan motor arızalarını görelim:
Uygun olmayan bir yakıt kullanımının, uçuş güvenliği üzerinde sonuçlara yol açabilecek birden fazla arızanın kaynağı olabileceğini görüyoruz.
Gerçek veya şüpheli motor arızalarıÇalıştırma sistemi, motorun çalıştırılmasını ve ilk dönüş dönüşlerinden itibaren bütünlüğünün korunmasını etkileyen gerçek bir arıza kaynağıdır. En yaygın nedenler şunlardır:
Doğrudan başlangıç sistemine bağlı bu nedenlere ek olarak, sınırlı ömre veya FOD'ye sahip parçalardaki hızlandırılmış yorgunluğun bir sonucu olarak montajın dönüşüne bağlı kanat veya türbin diski kırılmaları vardır.
Hava tahliye sistemi ayrıca aşağıdakilerin bir sonucu olarak motor arızalarının bir kaynağıdır:
İtici ters çevirici, zamansız bir şekilde konuşlandırılmasıyla veya duruşların başarısız olmasının ardından açılma vuruşunun sonunda bir veya daha fazla hareketli kaputun kaybedilmesi ile belirli aşamalarda uçuş güvenliğini büyük ölçüde cezalandırabilir.
Temelsiz ve doğrulanamayan bir pilot alarmının ardından sözde sözde arızalar kontrollü bir motorun kapatılmasını gerektirir. Titreşimler veya motor yangını gibi hassas belirtileri olmayan bu bilgi, pilotun enstrümantasyona güvenmesini gerektirir.
Motoru sürmek için en alakalı alarmlar şunlardır:
Kötü bir alarm göstergesinin ardından pilot tarafından emredilen motorun kapatılması, bir MOTOR ARIZASI biçimidir çünkü uçuşun güvenliği üzerinde sonuçları olabilir.
Elektromanyetik girişimElektronik düzenlemeler, spektruma ve yayılan güce bağlı olarak elektromanyetik alanlara duyarlıdır. İki ana emisyon kaynağı yıldırım ve birincil radarlardan ve radyo frekansı vericilerinden gelenler gibi yapay radyasyondur.
Yıldırımın iki ana etkisi olabilir:
Yapay elektromanyetik radyasyon emisyonları, parazit koruması arızalı olduğunda kablo tesisatı ve elektronik bilgisayarları da etkileyebilir.
Yapay elektromanyetik radyasyon emisyonlarına karşı, sağlanan korumalar, kalkanların etkili olması ve sistemlerin veri değişikliklerine karşı sağlam olması durumunda yeterlidir.
Yıldırım gibi yüksek güçlere ulaşabilen doğal emisyonlara karşı korumalar sadece fiziksel olabilir çünkü yıldırım darbesinin çok kısa olması, sistemlerin ilettiği bilgileri değiştirme şansı çok azdır.
Risk, nihayetinde tasarımda dikkate alınan seviyeyi aşan bir güç emisyonuyla karşılaşmaktır.
Şimşek çarpmasıKümülonimbus tipi bulutlarda gelişen yoğun elektrik alanları, uçakların içinden geçerken yıldırım ve yıldırım çarpmalarına neden olur. Uçak, uzatılmış şekli sayesinde uçlarındaki elektrik alanını güçlendirir, hücre burun ile kuyruk arasında on milyonlarca volta ulaşabilen potansiyel bir farkın yeri haline gelir. Ateşleme voltajlarına ulaşıldığında, uçağın burnundan bulutun tabanına doğru bir ilk elektrik arkı başlar ve bir saniyenin birkaç fraksiyonu sonra uçağın kuyruğundan bulutun tepesine doğru ikinci bir yay başlar.
Bu anda, birkaç on mikro saniyelik kısa atımlardan ve birkaç yüz binlerce amperlik yoğunluktan oluşan bir elektrik akımı, cildinin dışında vücutta dolaşır. Kabinin içi metal gövdenin Faraday etkisiyle korunurken, yolcular sadece çevredeki havanın iyonlaşmasının ışıklı etkilerini görebiliyor.
Yıldırım akımının uçak ve motorlar üzerinde doğrudan ve dolaylı etkileri olabilir. Doğrudan etkiler, akım darbeleri arasında var olan kalıcı akımdan kaynaklanırken, dolaylı etkiler çok yüksek yoğunluktaki akım darbelerinden kaynaklanmaktadır.
Doğrudan etkiler, aşağıdakiler gibi mekanik hasarlardır:
Dolaylı etkiler, yıldırım akımının birbirine dik iki alan yayan bir antene ve bunların yayılma yönüne benzetilebilmesi gerçeğiyle bağlantılı elektromanyetik bozukluklardır.
Darbe niteliğindeki yıldırım akımının uyardığı elektromanyetik alan, uzun dalga alıcılarındaki parazitik deşarjları ve kısa dalga reseptörlerinin bozulmamasını açıklayan frekanslarla ters orantılı olarak değişken yoğunlukta bir radyo emisyon spektrumuna bölünür. .
Bu radyoelektrik emisyon, uygun koruma ile yeterince korunmazlarsa, elektrik kablolarında parazit akımları indükleyebilir. Bu parazitik akımlar, elektronik kontrol sistemlerindeki arızaların nedeni olabilir.
Uçuşta motor çalışma takibiGüvenli pilotluk için gerekli motor çalıştırma parametreleri kabine geri gönderilir, ancak uçuş sırasında veya uçuş sona erdiğinde kestirimci bakıma izin vermesi amaçlanmamıştır.
Uçuşun farklı aşamaları için (Kalkış, Yükselme, Seyir, İniş) motorun ortalama çalışma noktasından sapmalarını olabildiğince yakından izlemek için teknik araçların geliştirilmesi gerekliydi.
Bu işletim modu, gerçek arızalara doğru ilerlemelerini durdurmayı mümkün kılarak potansiyel arızaları tahmin etme yeteneğinde bir artışa izin verdi.
Bu şekilde ilerlemenin acil faydaları, uçuş güvenliğinde bir artış ve yatakların daha iyi bir şekilde yönetilmesiyle kanat altındaki yaşamın optimizasyonuydu.
Hedefler ve metodolojiTicari işletme aşamalarında kanat altında çalışan motorun izlenmesinin temel amaçları şunlardır:
Metodoloji şunlara dayanmaktadır:
Bir turbojet gaz jeneratörünün termodinamik döngüsünün verimliliği, kullanım sırasında veya bir arıza sırasında aniden bozulduğu için azalır. Aşınmaya bağlı verimlilikte bir düşüş, yakıt tüketiminde bir artışa ve aynı motor devri için veya aynı itişi korumak için sıcaklıkta bir artışa neden olur.
EGT sıcaklığı, sıcak parçaların bozulma oranını yansıtır ve kanat altındaki her motor için izlenmesi şunları sağlar:
EGT marjının bozulmasında etkili olan faktörler şunlardır:
Uçuş sırasında izlenen parametreler uçak sisteminden ve motordan gelir. Üç kategoriye ayrılırlar: zorunlu, önerilen ve isteğe bağlı.
Uçuş sırasında kaydedilen ana parametrelerin listesi:
Operasyonel koşullarla ilgili en önemli parametreler şunlardır:
Uçak-motor sisteminin çalışmasıyla mümkün olduğunca az kirlenmiş olan izlenen parametreler üzerinde varyasyonlar elde etmek için, önceden edinme kriterlerinin tanımlanması gerekiyordu.
Esas olarak bu kriterler şunlardır:
Otomatik edinmede aşağıdaki koşullar en az 12 saniye sürdürülmelidir:
Manuel edinimde, seyir koşullarının stabilizasyonu 5 dakikadan fazla gereklidir.
Take OFF'ta edinme kriterleriKalkış, motorlara çok güçlü termal ve mekanik kısıtlamalar getiren bir uçuş aşamasıdır. Ek olarak, kalkıştan sonra yansımaları olan geçici bir uçuş aşamasıdır (örneğin, türbin diskleri motorların düşük güçte döndükten birkaç dakika sonra genişlemeye devam etmesi), aşağıdaki önlemlerin alınmasını gerektiren parametrelerin edinilmesini gerektirir:
Uçuş sırasında operasyon izlemenin temel amacı, uçuşun başlamasından önce motorun sökülmesini öngörmek veya uçuşta, planlanan koşullar altında görevin sona ermesine izin vermeyecek veya daha kötüsü, şüphe uyandıracak öngörülebilir bir arızayı tespit etmektir. uçuş güvenliği.
İlke, uçuş sırasında ölçülen performansı, dikkate alınan motor tipinin ortalama özelliklerini özetleyen bir veritabanıyla karşılaştırmaktır.
Uçuş verileri ile beklenen değerler arasında gözlemlenen farklılıklar, uçuşun operasyonel koşullarını (irtifa, mach, TAT, klima tahliye etkileri) entegre ederek veri tabanındaki sapmaların hesaplanmasını mümkün kılar.
Yağ basıncının özel olarak izlenmesi, olası yatak arızalarının erken tespitini sağlar.
Bu izleme aynı zamanda ikiz motorlu uçuşlar (ETOPS) bağlamında, görevleri sağlamak için EGT marjlarının ve kompresör hızının o andaki yeterli olup olmadığını belirlemeyi mümkün kılar. Bu parametrelerden sapmalar, seyir limitlerinin ayarlanmasına izin verir.
Üç bakım modunu ayırt edebiliriz:
Bu modlardan birini veya diğerini motorun bir veya daha fazla unsuruna uygulama seçimi, motorun temel fonksiyonlarının ön analizinden, güvenilirlik çalışmalarında elde edilen sonuçlardan, belirli testlerden ve ayrıca operasyonel ömür.
Bakım işlemleri, motorla ilgili belgelerde açıklanmaktadır:
Zaman sınırı olan bakım
Bu bakım modunda, elemanlar sabit bir son tarihe bırakılır ve kalan ömür potansiyeli varsa revize edilir veya servis ömrü sınırına ulaşılırsa hizmetten çıkarılır.
Duruma bağlı bakım
Bu, elemanların durumuna göre bakım prosedürlerinin gerçekleştirilmesinden ve dolayısıyla gözlenen kusurla ilgili bir müdahalenin belirlenmesi için ilgili parçaların bozulmasının izlenmesinden oluşur. Bu, yağın kimyasal analizi veya endoskopik bir yöntemle görsel inceleme gibi izleme araçlarını gerektirir ...
Davranış izleme ile bakım
Bu tür bir bakım, anormalliklerin erken tespitine imkan vermek ve arıza meydana gelmeden önce uygun bakım prosedürlerini uygulamak için motorun çalışmasının belirli önemli parametrelerinin kalıcı olarak izlenmesine dayanır.
Bakım aşamaları
bakım, müdahalenin zorluklarına, müdahalenin gerçekleştirilmesi için gereken süreye ve lojistik ve yasal hususlara göre belirlenen birkaç aşamaya bölünmüştür.
Seviye dağılımının yaygın bir örneği:
Esas olarak iki tür bakım vardır:
Önleyici bakım
Önleyici bakım, motoru optimum güvenlik koşullarında çalışır durumda tutmak için sistematik olarak yapılması gereken prosedürleri içerir.
Bakım programı, aşağıdaki gibi uygulama prosedürlerini içerir:
Düzeltici bakım
Düzeltici bakım, bir kaza, arıza, arıza, vb. Durumunda gerçekleştirilmesi gereken tüm prosedürleri içerir. Düzeltici eylemler, motorun mümkün olan en kısa sürede normal hizmete alınmasına izin vermelidir. Düzeltici bakım şunları kapsar: arıza teşhisi, işlevsel kontroller, durum kontrolleri, elemanların sökülmesi ve takılması, ayarlamalar vb.
Bakım prosedürleriHer motora özgü bakım prosedürleri, aşağıdakiler gibi belirli ortak parçalara sahiptir:
Bakım prosedürlerinin uygulanması
Aşağıdakiler gibi olağan önlemlerden bahsedebiliriz:
Uygulama ziyaretleri
Rutin bakım programına dahil edilirler. Biz ayırt ediyoruz:
Genel olarak, özellikle hava girişi ve egzoz olmak üzere görsel incelemelerle sınırlıdırlar.
Maksimum sayıda öğeyi rasyonel bir şekilde kontrol etmeye izin veren belirli bir yola göre gerçekleşir.
Sabit kontrol noktası
Bu sabit nokta, kanat altındaki motor ile yapılır. Amacı, motorun performansını ve mekanik bütünlüğünü kontrol etmektir. Düzenli aralıklarla veya eleman değişiminden sonra veya bir arıza analizinin ardından gerçekleştirilir. Bazı durumlarda, bir veya daha fazla uçuş testi ile desteklenir. Ekonomik nedenlerden dolayı, süreyi ve sabit noktaların sayısını azaltmak için girişimde bulunulur.
Sabit bir noktada, klasik kurulum önlemleri alınmalıdır; motorun durumunu değerlendirmek için kullanılan çeşitli motor parametreleri, bu amaç için sağlanan bir sayfaya kaydedilir ve kaydedilir.
Periyodik ziyaretler
Bunlar, düzenli aralıklarla gerçekleştirilmesi gereken bakım ziyaretleridir. Aşağıdakiler gibi bir dizi müdahaleyi içerir:
Periyodik bir ziyaret genellikle sabit bir noktayla desteklenir. Ekipmana bağlı olarak sıklıkları birkaç saat veya onlarca saattir (örnek: 25 - 50 - 100 - 300 saat ziyaret edin).
Ziyaretler "bloke" veya "yayılmış" bir şekilde gerçekleştirilebilir.
Sözde "engellenen" ziyaretler, belirtilen son tarihte bir ziyaret türünün tüm işlemlerinin yürütülmesine karşılık gelir. "Aşamalı" (veya aşamalı) ziyaretler durumunda, cihaz sabit zamanlarda hareketsiz hale getirilmez. Tüm operasyonları aşamalı olarak yürütmek için faaliyet dışı dönemlerden yararlanıyoruz, ancak her müdahale türü için süreye saygı duyuyoruz.
Bakım yönteminin seçimi (bloke veya aşamalı) kendisine özgü kriterlere göre kullanıcının inisiyatifine bırakılır.
Aşağıdaki kapsamlı olmayan liste, nelerin başarılabileceğine dair bir fikir vermektedir:
Kontroller
Bakım faaliyeti ayrıca çok sayıda işlev veya durum kontrolüyle karakterize edilir.
Aşağıda bazı tipik kontrollerin listesi verilmiştir:
Depolama
Herhangi bir nedenle motorun belirli bir süre çalışmaması gerektiğinde, depolama adı verilen bir prosedür uygulanarak korozyona karşı korunması gerekir.
Bu prosedür, motorun konumuna (uçağa takılı olsun veya olmasın) ve planlanan arıza süresine bağlıdır.
Genel olarak, hava girişine depolama yağı püskürtülürken motorun bir yakıt ve yağ karışımı ile çalıştırılmasını içerir. Bu sabit depolama noktasının sonunda tüm açıklıklar kapatılır ve motor her türlü yolla (branda, davlumbaz vb.) Korunur.
Uzun süreli hareketsizleştirme veya taşıma için, motor çıkarılır ve genellikle basınçlı olan ve kurutucularla donatılmış özel bir kaba yerleştirilir.
Bakım talimatlarında periyodik saklama kontrolleri verilmiştir.
Not: Nakliye ile ilgili olarak, şoklar veya aşırı titreşimlerle motorlara zarar vermemek için önlemler alınmalıdır.
Kompresör yıkama
Bir motorun erken sökülmesinin nedenleri arasında, kompresörün erozyon veya korozyon nedeniyle bozulması nedeniyle olanlar nispeten sıktır.
Aslında, hava akımı (özellikle kompresör) aşındırıcı veya aşındırıcı elemanlarla yüklenebilen hava ile çalışır. Örneğin, kumlu atmosferde erozyon, tuzlu atmosferde korozyon. Ek olarak, herhangi bir sızıntı ile birleşme, performansı düşüren tıkanmaya neden olur.
Motoru yıkamak için hava girişine su ve temizlik ürünü karışımı püskürtülür. Bu temizleme prosedürleri, önleme olarak veya kanat altındaki motor izleme sırasında performans düşüşü tespit edildiğinde geçerlidir.
Motor bakım kılavuzu, bu bakım işlemlerini gerçekleştirmek için gerekli tüm bilgileri içerir ve bu işlemin genellikle geri döndürülemez bir şekilde açılmasını önlemek için büyük önem taşıdığı unutulmamalıdır (kirlenme veya korozyon).
Yabancı cisimlerin yutulması prosedürü
İster uçuşta ister yerde, bir motor hava akışındaki kompresöre ve türbin kanatlarına zarar verebilecek çeşitli nesneleri emebilir. Motor, kalibre edilmiş kuşlara, küçük dolu taşlarına veya kalkış ve iniş sırasında su enjeksiyonuna dayanacak şekilde onaylanmıştır.
Yerde, çoğu zaman hava girişinin yakınında ve uçuş sırasında kalan nesnelerdir, çoğu zaman kuşlarla karşılaşmadır. Yabancı cisimlerin yutulması, az çok ciddi hasara yol açabilir, bu da önemli titreşimlere, performansın düşmesine ve hatta motorun durmasına neden olabilir.
Yutulma gözlemlendiğinde, hava akımının ve özellikle kompresör (ler) in ve türbin (ler) kanatlarının kontrol edilmesi tavsiye edilir. Bakım çözümü daha sonra anormallik derecesine ve motor tipine bağlıdır.
Çıkarma ve kurulum prosedürleriDeğiştirilebilen motor bileşenleri arasında, çevrimiçi olarak (kanat altında) değiştirilebilenler ve yalnızca motoru çıkardıktan sonra atölyede değiştirilebilenler sayılabilir.
İlki, LRU (Hat Değiştirilebilir Ünite) prosedürlerinin konusudur ve sonuncusu SRU (Mağaza Değiştirilebilir Ünite) prosedürlerinin konusudur.
Modülerlik
Modülerlik (modüler tasarım) , özdeş motorlardan oluşan bir filodaki bakım işlemlerini basitleştirmek için Modüller adı verilen mükemmel şekilde değiştirilebilir elemanlardan oluşan bir motor oluşturmayı mümkün kılar .
Modülerlik, daha fazla operasyonel kullanılabilirlik ve bakım maliyetlerinde önemli bir azalma sağlar.
Modüler tasarımla, motor potansiyeli kavramı değişerek her modüle özgü limitler ile değiştirilir.
Önceden dengelenmiş ve önceden ayarlanmış modüllere ayrılma, daha zahmetli bir yönetim anlamına gelir, ancak motorun tamamını fabrikaya geri göndermeden belirli modüller için değiştirme olanağı sağlar.
Ayarlar
Bir motor, kanadın altına takılmadan önce bir dizi kontrolden geçmeli ve Flight Good olmalıdır . Bu, bir bakım işleminden çıktığında daha da doğrudur ve bu nedenle, yeni FADEC tipi düzenlemelerin ortaya çıkmasına sahip üreticiler, ayar ayarlamalarını önemli ölçüde basitleştirmeye izin veren belirli sayıda işlevi entegre etme fırsatını değerlendirmişlerdir.
Sorun giderme
Sorun giderme, motorun hareketsiz kalma süresi ve öğelerin "gerekçeli" çıkarılması olan iki zorunluluk tarafından yönlendirilir. Sorun giderme prosedürü anomaliye bağlı olacaktır ve her durumda uygulanabilecek bir yöntem vermek zordur. Bununla birlikte, ekipman bilgisinin (yapı bilgisi, işleyiş ve davranış bilgisi) ve metodik bir araştırmanın kesin bir tanıya ve hızlı sorun gidermeye katkıda bulunduğu söylenebilir.
Genel prensip, sorun gidermeye izin veren prosedürü seçmek ve uygulamak için semptomu net bir şekilde tanımlamak, yorumlamak ve tanıyı mantıklı bir şekilde yürütmektir.
Seçilen prosedür şunlar olabilir:
Bakım kılavuzu, karşılaşılabilecek en yaygın arıza durumlarını listeleyen arıza bulma tablolarını içerir, ancak çoğu durumda motorun çalıştırılmasına ilişkin bilgi gerekli olmaya devam etmektedir.
Bakım araçlarıBakım yapmak için kullanılan araçlar çok çeşitlidir ve aşağıdakiler en önemlileri arasındadır:
Yağlama yağı devresi, süspansiyonda belirli parçacıkları tutan filtreler ve manyetik tapalarla donatılmıştır. Bununla birlikte, yağ aynı zamanda bu geleneksel yollarla tutulamayan, ancak yağın spektrometrik analizi ile tespit edilebilen ve ölçülebilen küçük parçacıkları da alır. Böyle bir analizin sonuçları, olası arızaları ve anormal aşınmayı önceden tespit etmeyi mümkün kılar.
Spektrometrik analiz prensibi
Temel ilke, parçaların aşınma hızı ile yağın kirlilik hızı arasındaki oranı gözlemlemektir, çünkü kirlilik hızı ne kadar yüksekse, metal kaybı o kadar büyük olur ve bu nedenle kırılma riski o kadar büyük olur.
Bu nedenle belirleyici parametre, yalnızca belirli bir zamanda ölçülen konsantrasyon değil, aynı zamanda ve her şeyden önce kirlilik oranındaki artıştır.
Analiz edilecek yağda biri sabit diğeri dönen olmak üzere iki elektrottan oluşan spektrometre, iki elektrot arasındaki potansiyel fark sayesinde elektronları açığa çıkaran yağı buharlaştırarak optik bir sistem tarafından yakalanan bir ışık dalgasına neden olur. kullanılan metale karşılık gelen temel ışınlara.
Ferrografi İlkesi
Bir yağ numunesinde bulunan partikülleri güçlü bir manyetik alanın etkisi ile ayıran bir laboratuvar tekniğidir.
bu parçacıklar daha sonra çeşitli prosedürlere tabi tutulur:
Verilen göstergelerden, söz konusu elemanı ve karşılaşılan aşınma tipini tanımlamak mümkündür. Böylece, yatak sağkalımı alanında ilginç sonuçlar elde edilir (küresel şekilli kıymıklar oluşturan yorulma çatlakları).
Farklı yöntemlerin etkinliği
Bu yöntemler birbirini tamamlayıcı niteliktedir ve belirli bir malzemenin mükemmel bir şekilde izlenmesini sağlamak için çoğu kez bunların birlikte kullanılması gerekir. Farklı aşınma modelleri, farklı boyut ve şekle sahip partiküller oluşturur ve her yöntem belirli partikül boyutları için maksimum verimliliğe sahiptir: örneğin, spektro analiz yalnızca 15 mikrondan küçük partiküller için etkilidir, manyetik tıkaç özellikle 100 ila 300 mikron arasındaki partiküller için uygundur. . Ferrografinin temel avantajlarından biri, bu 2 yöntem arasında var olan boşluğu, 15 ila 100 mikron arasındaki partiküllerin toplanıp analiz edilmesini mümkün kılarak doldurulmasıdır.
Bu bazen çok karmaşık yöntemler, "yerinde" gerçekleştirilen geleneksel değerlendirme yöntemlerini gizlememelidir. Bunlar, tamircinin denetimini ve deneyimini gerektiren yaygın bakım prosedürleridir:
Yüksek dönme hızları göz önüne alındığında, dönen takımın herhangi bir dengesizliği, belirli bir eşiği aşarsa, üretilen titreşimler nedeniyle talihsiz sonuçlara yol açabilir. Çalışma sırasında bu sınırların aşılmaması sağlanmalıdır.
Dönen tertibatın titreşimlere neden olan herhangi bir deformasyonu veya bozulması, bu titreşimlerin genliğinin izlenmesi, bir anormalliğin erken tespitine izin verebilir.
Titreşim ölçümü, kontrol edilecek düzeneğin yakınına yerleştirilen sensörler kullanılarak gerçekleştirilir. Kullanılan sensörler elektromanyetik veya piezoelektrik tiptedir.
Sürücü, sınır değerleri ve alınacak eylemleri tanımlar (yatağın değiştirilmesi, rotorun hizalanması ve hatta tüm motorun değiştirilmesi).
Endoskopik kontrolEndoskopik inceleme, iç parçaların demonte edilmeden küçük açıklıklardan görsel olarak incelenmesine izin verir.
Endoskopun prensibi
Işığı ileten optik fiberlerle donatılmış bir baston ve merceklerden oluşan bir görüş sisteminden oluşur. Bir jeneratörden gelen ışık soğuk ve patlamaya dayanıklıdır, bu da patlayıcı bir ortamda kontrollere izin verir.
Kontrol için çubuk, motorun çeşitli noktalarında bu amaçla sağlanan deliklerden içeri sokulur. Çubuğun hareketi ve yönü, tüm parçanın gözlemlenmesine izin verir.
Radyografik kontrolRadyografi, tahribatsız muayene aracı olarak kullanılabilir ve öngörülen gama radyografi tipi işlem, herhangi bir çıkarma işlemi yapmadan incelemeye izin verir.
Gama radyografi, radyoaktivite ve fotoğrafın kullanımını birleştirir. Radyasyonun bir kısmını absorbe eden, incelenecek kısımdan bir source ışın kaynağı geçer. Ortaya çıkan radyasyon, parçanın kusurlarını gösteren fotoğraf filmini etkiler.
Kalkışta, bir turbojet tarafından üretilen gürültü, özellikle tek akışlı ve yanmalı çift akışlı için dikkate değerdir. Fırlatma hızı yüksek olduğu için gürültü daha da önemlidir, bu da savaş uçaklarını donatan motorlar için geçerlidir.
Turbojet, uçak gürültü kirliliğinin ana kaynağıdır, ancak tek kaynak değildir. Kapakları ve iniş takımı Kalkış ve iniş üzerinde önemli bir etkisi vardır. Ek olarak, akustik bozukluğun% 10'undan daha azının uçak, turbojetler ve daha genel olarak uçak motorlarından kaynaklandığı tahmin edilse bile , mesafe ve duvarlar tarafından zayıf bir şekilde zayıflatılan çok düşük frekanslı sesler üretir . Bununla birlikte, uçakların gürültü seviyesi hem kalkış sırasında hem de yaklaşırken ve uçuş sırasında 10 dB'den fazla düştüğü için, son 50 yılda önemli ilerleme kaydedilmiştir .
Gürültü kirliliğinin azaltılmasıTurbojet iki tür gürültü üretir: gazların püskürtülmesinden kaynaklanan ve dönen kanatlar ile çeşitli kanallar arasındaki etkileşimlerden kaynaklanan gürültü. İkincisi, kalkış veya yaklaşma aşamalarında birinciye göre baskın hale gelir. Amaç yerleşim alanlarındaki gürültü emisyonlarını azaltmak olduğundan, çalışmalar bu nedenle bu ikinci tip gürültünün azaltılmasına odaklanmaktadır.
Turbojetlerden kaynaklanan gürültü emisyonlarını azaltmayı amaçlayan en iyi bilinen programlardan biri, Avrupa “ Resound ” aktif ses emilimi projesidir. Projenin prensibi , fanın hat gürültüsü ile aynı uzamsal yapıda - yani aynı frekansta , aynı genlikte ve aynı yönlendirmede - ama faz dışı 180 ° olan bir dalga yaratmaktır. . Bunun için, radyal çubuklardan oluşan bir kontrol ızgarası sayesinde etkileşim moduna benzer bir akustik mod üretilir. Yeni etkileşim seslerinin oluşması nedeniyle harmoniklerin akustik seviyesi artmasına rağmen temel kazanç 8 dB'ye ulaşır .
Düşük Gürültülü Uçak 2 için "LNA-2" gibi diğer daha yeni projeler, aşağı akış akustik radyasyona daha fazla odaklanmaktadır. BaşladıOcak 2005program, bu radyasyonun etkilerini azaltmak için deneysel ve sayısal bir karakterizasyona dayanmaktadır.
Kerosenin yanmasından kaynaklanan kirletici emisyonlar, mühendisler tarafından "kafa kafaya" alınan turbojet motorunun en büyük sorunlarından biridir. Bununla birlikte, hava trafiği evlerin çevresindeki kirletici emisyonların yalnızca% 5'ini temsil ettiğinden ve salınan CO 2 dünyanın sera etkisine yalnızca% 2 katkıda bulunduğundan , bunlar perspektif içine alınmalıdır . Kontraillerin etkileri , esasen su buharı tarafından üretilen, gazyağı yanması ile üretilen ve soğukla kristalize edilen buz kristalleridir .
Bununla birlikte, yüksek rakımlardaki hava kirliliği çevre üzerinde ve özellikle ozon tabakasının incelmesi üzerinde çok daha büyük bir etkiye sahip olabilir . Aslında, turbojetlerden kaynaklanan emisyonların% 75'i troposferde ve alt stratosferde seyir uçuşu sırasında meydana gelir .
Yanma ürünleriTurbojetlerin çalışmasıyla bağlantılı yanma ürünleri arasında iki zehirli gaz bulunmaktadır:
Çözülecek yanma sorunları aşağıdaki turbojet çalışma modları ile bağlantılıdır:
Kirliliği azaltmak için yanma odaları seviyesinde farklı eksenlerde hareket ediyoruz: