O turbojato é um sistema de propulsão que transforma o potencial da energia química contida em um combustível, associada a um oxidante que é o ar ambiente, em energia cinética , possibilitando gerar uma força de reação em um meio compressível no sentido oposto ao da ejeção.
Este tipo de motor é usado principalmente em aviões comerciais ou militares. O empuxo gerado resulta da aceleração de uma determinada quantidade de ar entre a entrada (bocal de entrada de ar) e a saída (bocal de ejeção). Para injetar uma quantidade suficiente de ar na massa, um aumento na pressão a uma velocidade aproximadamente constante é fornecido pelo compressor de entrada. Uma liberação significativa de energia é então causada pela combustão de um combustível, geralmente querosene , no oxigênio do ar que passa pela máquina. Parte da energia produzida é recuperada por uma turbina na saída da câmara de combustão para acionar alguns acessórios, incluindo o compressor localizado logo após a entrada de ar. A outra parte do fluxo quente (adicionada ou não ao fluxo frio dependendo do tipo de reator) produz o impulso por expansão no bocal de ejeção.
O princípio do motor a jato já está estabelecido na segunda metade do XIX ° século, mas desde meados XX th século que o custo / eficiência do motor a jato torna especialmente atraente para aeronaves de transporte voando na área de alta subsônico ( entre Mach 0,7 e 0,9), daí a sua utilização em aeronaves civis das famílias Airbus A3xx , Boeing B7xx , etc.
Graças às adaptações aos bocais de entrada para absorver ondas de choque em vôo supersônico e à capacidade de gerar velocidades de ejeção maiores do que a velocidade do som por meio do reaquecimento dos gases por pós-combustão , eles são capazes de cobrir faixas de vôo de subsônico a supersônico . Eles são usados, por exemplo, em aeronaves de combate ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon, etc.).
A indústria de turbojatos é um importante setor da aeronáutica civil e militar, o que a torna um importante fator de desenvolvimento tecnológico e um poderoso motor econômico para um grande número de empresas industriais e comerciais. É uma tecnologia de ponta que está na encruzilhada de importantes desenvolvimentos em áreas tão variadas como metalurgia, eletrônica, TI, confiabilidade, etc., e conseqüentemente um grande usuário de pesquisa aplicada. Também é indiretamente na França um fator de autonomia no campo da defesa.
O primeiro turbo-jacto foi construído e apresentado como um "turbo-hélice" pelo romeno Henri Coanda no ar mostra em 1910 . Durante um teste de solo, seu inventor e piloto, surpreso com sua potência, desliga o motor, mas a inércia, muito maior que a de um motor a hélice , faz com que o avião decole de qualquer maneira, então, privado de propulsão, pousou repentina e parcialmente queimado. Coandă retorna ao impulso da hélice , mas continua seus estudos e sua aventura estará na origem da descoberta do efeito Coandă .
O motor Coandă inspirou pela primeira vez o francês Maxime Guillaume , que foi o primeiro a apresentar, o3 de maio de 1921, uma patente para "propulsão por reação no ar", patente que ele obtém o 13 de janeiro de 1922. No entanto, não será seguido por nenhuma construção, pois teria exigido avanços técnicos importantes em compressores e materiais.
Na década de 1930 , novos turbojatos foram projetados, quase simultaneamente, mas de forma independente, por Frank Whittle na Inglaterra e por Hans von Ohain na Alemanha . Whittle, um engenheiro aeronáutico, ingressou na Royal Air Force em 1928 e fez seus primeiros voos como piloto em 1931 . Aos 22 anos, ele imaginou pela primeira vez um avião a propulsão sem hélices e tentou, sem sucesso, obter apoio financeiro do exército para o desenvolvimento de sua ideia. Ele então persistiu sozinho no desenvolvimento desse motor e imaginou o uso de duas turbinas, uma na entrada para levar o ar à câmara de combustão e outra para misturar o combustível com o ar.
Em 1935 , graças a doações privadas, ele construiu o primeiro protótipo de turbojato e o testou na bancada de testes emAbril de 1937. O W.1 , o primeiro turbojato para uma pequena aeronave experimental, foi entregue em7 de julho de 1939para Power Jets Ltd. , ao qual Whittle está associado. DentroFevereiro de 1940, a Gloster Aircraft Company é escolhida para desenvolver uma aeronave equipada com o W.1. O " Pioneer " fez assim seu primeiro vôo em15 de maio de 1941.
Von Ohain possui doutorado em física pela Universidade de Göttingen, na Alemanha. O fabricante de aeronaves Ernst Heinkel convocou a universidade para desenvolver um novo tipo de propulsão aeronáutica. Atendendo ao apelo, Von Ohain concebeu a ideia de um motor cuja combustão se dá em ciclo contínuo e em 1934 depositou uma patente de motor de propulsão semelhante à de Whittle no desenho, mas diferente no interior do motor. Von Ohain voou o primeiro turbojato em um Heinkel He 178 em 1939 , a primeira aeronave projetada para ser movida por este tipo de motor.
Os primeiros turbojatos projetados por Whittle e Von Ohain foram projetados usando tecnologia de compressor centrífugo . Esses turbojatos têm a desvantagem de exigir um motor de grande diâmetro para poder comprimir corretamente o ar na entrada do turbojato, o que aumenta o diâmetro de sua fuselagem e penaliza seu desempenho, em particular sua velocidade máxima. Em 1940 , Anselm Franz desenvolveu um motor turbojato baseado no princípio dos compressores axiais, cuja seção dianteira era muito menor e a eficiência melhor. O Junkers Jumo 004 tornou-se assim, em 1944 , não apenas o primeiro motor turbojato moderno, mas também o primeiro produzido em massa.
Os primeiros aviões turbojato produzidos em massa foram caças-bombardeiros , como o Messerschmitt Me 262 Schwalbe , movido pelo Jumo 004A, usado no final da Segunda Guerra Mundial . Seu design é facilitado pela forma alongada e pequeno diâmetro dos turbojatos axiais. Depois da guerra, os turbojatos se espalharam, tanto na aviação militar quanto na civil, bem como os motores turboélice , projetados com tecnologia muito semelhante, para acionar hélices. Os Aliados estão construindo um grande número de novos motores a jato, o Me P.1101 (in) é provavelmente o mais avançado.
Mesmo assim, esses primeiros caçadores serão penalizados por motores frágeis e uma cruel falta de força. O Bell P-59 Airacomet , o primeiro caça a jato projetado nos Estados Unidos , nunca esteve envolvido em missões de combate por causa de seu desempenho decepcionante (fraca potência, mal manobrável em baixa velocidade, etc.). Assim, a partir de 1945 , surgiu a primeira aeronave “híbrida”. Esses dispositivos, como o Ryan FR Fireball , são de fato movidos por um turbojato e um motor a pistão . Algumas aeronaves chegam a ser equipadas com reatores- motor, que permitem que um motor a pistão seja associado a um turbojato embrionário. Além disso, a busca por velocidades cada vez maiores estará na origem, nos anos 1960, de uma nova hibridização: um turbojato associado a um jato de aríete . O Nord 1500 Griffon II trabalha com este princípio. O turbojato opera na decolagem enquanto o ramjet assume o vôo de cruzeiro.
Posteriormente, o desenvolvimento contínuo de turbojatos tornou-se um grande problema, tanto militar (do ponto de vista da defesa, do ataque e da força de dissuasão) quanto civil. Projetado pela McDonnell Douglas , o F-4 Phantom II é uma aeronave militar dos Estados Unidos o mais importante do XX ° século eo lutador ocidental foi o mais produzido desde a Guerra da Coréia . Alimentado por dois turbojatos General Electric J79 , é um dos poucos aviões a ser conhecido por sua vida útil e habilidades de missão. Do ponto de vista civil, o De Havilland Comet é a primeira aeronave comercial movida a turbojatos. Lançado em 1949 , ficou famoso por uma série de acidentes em vôo que evidenciaram o fenômeno da fadiga estrutural na aeronáutica.
A busca por maior desempenho do ponto de vista do empuxo está essencialmente focada em dois caminhos: aumentar a taxa de compressão - os compressores centrífugos e os primeiros compressores axiais dificilmente atingem uma taxa de 6 - e aumentar a temperatura. Nos Estados Unidos, em 1953, a General Electric desenvolveu o J79 , cujo compressor possuía 17 estágios, sendo 6 dos estatores de incidência variável. Este último será produzido em 16.500 exemplares. Em 1949 , a Pratt & Whitney desenvolveu o primeiro reator de barril duplo que levou ao desenvolvimento do J57 militar usado no Boeing B-52 e KC-135 , bem como no Douglas Skywarrior .
No setor civil, com o nome JT3C, será o propulsor original dos Boeing 707 e Douglas DC-8 e será, ao todo, produzido em 21.200 unidades. No Reino Unido, a Bristol desenvolveu a partir de 1949 o Olympus , de tecnologia semelhante. Inicialmente, ele fornecerá um impulso de 5.000 daN, atingindo cerca de 6.000 em 1957, quase 8.000 em 1960 e finalmente 9.000 daN . Equipado com pós-combustão , ele se tornará o propulsor do Concorde com empuxo nominal de 17.240 daN .
Na França, a Snecma está desenvolvendo a série Atar , que culminará com o 9C a 6.400 daN , e equipará os Mirage III e 5 . Finalmente, a URSS produziu os Mikulin AM-5 , AM-9 e RD-9 que equipam os caças MiG-19 e Yak-25 . Os bombardeiros Tu-16 e o transporte civil Tu-104 estão equipados com o AM-3 (en) desenvolvido pela Mikouline que, embora usando tecnologia monobloco, chega a quase 10.000 daN .
Além do Concorde, as aeronaves comerciais supersônicas são limitadas a velocidades subsônicas . O aumento no empuxo é, portanto, necessário apenas para propelir aviões cada vez mais pesados. Após o choque do óleo , as pesquisas se concentram nos motores cujo consumo específico - a relação entre o consumo de combustível e o empuxo obtido - é o mais baixo possível. A concorrência está se mostrando muito forte entre os três principais fabricantes de motores - Rolls-Royce no Reino Unido, Pratt & Whitney nos Estados Unidos e CFM , um consórcio entre a americana General Electric e a francesa Snecma - e isso ainda mais já que a Boeing ou a Airbus deixam a escolha do propelente para as companhias aéreas. Os desenvolvimentos, portanto, referem-se principalmente a um novo tipo de turbojato, o turbofan ou turbojato de bypass, que pode ser considerado um intermediário entre o turbojato e o turboélice (ver Propulsão de aeronaves ). O primeiro desenvolvimento é realizado pela Rolls-Royce com o Conway e uma taxa de diluição inicial de 0,3 posteriormente aumentada para 0,6.
A primeira geração de motores turbofan turbofan em alta diluição e não desenvolvidos a partir de componentes pré-existentes possibilitou equipar o Lockheed C-5 Galaxy da Força Aérea dos Estados Unidos com o General Electric TF39 , que atingiu um impulso de 19.000 daN . Este reator está na origem do CF6 , um modelo civil encontrado no DC-10 , Airbus A300 e Boeing 747 . Os dois concorrentes Pratt & Whitney e Rolls-Royce seguiram com o JT9D e o RB.211 , com desempenho equivalente.
O avião e a missão são os denominadores comuns no desenvolvimento de uma família de turbojatos. Para o mesmo modelo de aeronave, vários fabricantes podem desenvolver motores da mesma faixa e, assim, dividir o mercado para a faixa.
Os critérios da aeronave levados em consideração primeiro são:
Os tipos de missão previstos para o transporte civil podem ser os seguintes:
R sendo o raio de ação.
Para operações militares, os tempos de voo podem variar entre 40 minutos e várias horas em caso de roubo de latas ou reabastecimento em voo.
O perfil típico de uma missão de transporte civil pode ser dividido em fases sucessivas, tais como:
O dimensionamento do turbojato é, portanto, a síntese de todos esses critérios objetivos e, portanto, requer um estudo muito aprofundado das necessidades do cliente.
Para atender às necessidades do cliente, o fabricante do motor deve desenvolver um motor que seja:
Os turbojatos de hoje são máquinas extremamente complexas que reúnem um grande número de subsistemas. O desenvolvimento de um novo motor requer consideráveis recursos humanos, tecnológicos e financeiros que apenas algumas raras empresas têm no mundo: General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney e NPO Saturn para os mais importantes. Os turbojatos são usados em todas as aeronaves civis de médio e grande porte, pois são os únicos capazes de atingir velocidades transônicas (entre mach 0,8 e mach 1) economicamente. Apenas pequenos aviões de passageiros e ultraleves ainda estão equipados com motores de explosão a pistão .
A fabricação e operação de um turbojato requerem alguns dos conhecimentos técnicos mais avançados de nosso tempo, como mecânica dos fluidos , termodinâmica , ciência dos materiais , automação e até mesmo acústica . Além disso, a bordo de uma aeronave, civil ou militar, o turbojato não é apenas um propulsor. Fornece também toda a energia disponível a bordo na forma elétrica, hidráulica e pneumática e abastece o sistema de pressurização e ar condicionado. A unidade motora é freqüentemente chamada de “gerador de energia” ou “ motor ” . Se a eficiência e a confiabilidade desses motores melhoraram consideravelmente desde seu início, seu custo é muito alto e geralmente representa, para um avião civil, um terço do custo total do aparelho .
Provavelmente menos conhecidos do público em geral, os turbojatos encontram algumas aplicações em veículos terrestres. O Thrust SSC , um veículo terrestre supersônico que detém o recorde absoluto de velocidade no solo com uma média de 1.227,985 km / h , é movido por dois turbojatos de pós-combustão desenvolvendo uma potência de cerca de 106.000 hp . Também existem versões turbo motorizadas de dragsters , chamados de carros a jato , mas estes não podem participar de nenhum campeonato e são apenas objeto de demonstrações.
Devido à sua capacidade de atingir velocidades transônicas (entre mach 0,8 e mach 1) economicamente, os turbojatos são usados principalmente em aeronaves militares e civis. Todos os aviões com mais de 110 assentos, produzidos pela Airbus e Boeing , são equipados com turbojatos. Quatro grandes fabricantes equipam estes aviões, nomeadamente os americanos General Electric e Pratt & Whitney , o britânico Rolls-Royce e os franceses Safran Aircraft Engines . Podemos acrescentar três outras empresas: a alemã MTU Aero Engines , a italiana Avio e a japonesa JAEC , que participam na produção de reatores em associação com os "grandes".
Assim, a Safran Aircraft Engines trabalha em associação com a General Electric dentro da CFM International , uma joint venture de propriedade igual, para equipar principalmente a família Airbus A320 e o Boeing 737 . Da mesma forma, a JAEC e a MTU Aero Engines também participam de uma empresa conjunta, a International Aero Engines , com a Rolls-Royce e a Pratt & Whitney. A International Aero Engines é 32,5% detida pela Rolls-Royce, 32,5% pela Pratt & Whitney, 23% pela JAEC e 12% pela MTU. Fabrica reatores destinados exclusivamente aos Airbus da família A320. Finalmente, a General Electric e a Pratt & Whitney uniram forças em uma joint venture 50/50 , a Engine Alliance , para equipar o Airbus A380 , em competição com a Rolls-Royce.
O 10 de fevereiro de 2011, A Avio assinou um acordo industrial com a fabricante americana de motores para aeronaves Pratt & Whitney para o fornecimento de seu novo motor Pure Power PW1500G .
Até estas últimas décadas, a hélice detinha o monopólio da propulsão de aviões mas os fenómenos sonoros por limitar o uso a uma velocidade inferior a 720 km / h , ou seja 200 m / s , era necessário inovar para ir a o - do. A Segunda Guerra Mundial acelerou o desenvolvimento de um novo sistema de propulsão sem alterar o princípio inicial baseado no princípio da ação-reação realizada no meio compressível que é o ar ambiente.
Este novo sistema pode ser considerado um tubo no qual o ar entra com a velocidade V0 e sai com a velocidade V1 maior que V0 . Deste ponto de vista, o reator não difere das hélices exceto pelo fato de que, ao passar pelo reator, o ar é comprimido e sua temperatura aumenta significativamente antes de chegar à câmara de combustão. Uma segunda diferença com a hélice é que o ar é guiado por paredes, o que torna possível a ejeção em velocidades supersônicas. A última diferença fundamental com a hélice, que traz energia ao ar propelente apenas pela ação mecânica de suas pás, é que, no reator, a velocidade de ejeção é obtida pela combustão de 'um combustível (querosene) injetado no ar propelente que, principalmente para um fluxo simples, permite um aumento repentino de volume a uma pressão quase constante na câmara de combustão.
Para um motor térmico e uma hélice, o ar usado para a combustão e o ar do propulsor são separados. Para um reator, o ar ligado à combustão e o ar propelente são parcialmente (fluxo duplo) ou totalmente combinados (fluxo único). Apesar disso, a velocidade de ejeção de reatores como a de hélices tem um limite conhecido como “limite metalúrgico” que pode ser colocado na década de 1980 em 3.500 km / h .
Um turbojato funciona como o propulsor da hélice no princípio de ação-reação realizado no meio compressível que é o ar ambiente e que fornece um impulso para a frente em reação à ejeção de uma massa animada de gás a uma determinada velocidade.
Esse impulso é a consequência:
Esse impulso de reação faz com que o motor se mova para a frente (daí o termo motor a jato ) e, portanto, do veículo ao qual está acoplado.
Uma grande massa de ar que entra no reator a uma velocidade V1 e sai a uma velocidade V2 tal que V2 >> V1 produz uma força de reação que é usada como uma força de empuxo propulsora.
O ar utilizado para a propulsão é admitido através do bocal de entrada que pode ser de geometria variável em certos aviões, a fim de permitir o vôo supersônico.
Sugado pelo ventilador e, em seguida, comprimido por meio de um compressor axial (ou centrífugo em alguns motores), o ar é aquecido e passa parcialmente (ou quase inteiramente) pela câmara de combustão, onde é misturado com querosene pulverizado que se inflama espontaneamente (operação nominal).
Como resultado dessa combustão, ocorre uma forte expansão dos gases queimados, parte dos quais, por sua expansão na turbina , possibilita o acionamento do compressor, do ventilador e dos acessórios necessários ao funcionamento do reator.
O resto dos gases queimados por transformação termodinâmica produzem energia de pressão na turbina e depois energia cinética pelo efeito Venturi no bocal , cuja seção pode ser variável dependendo do envelope de voo (convergente em subsônico ou divergente em supersônico ) a fim de atingir o empuxo permitindo que a aeronave se mova para frente.
O fluxo de ar é mantido subsônico dentro do motor em todo o envelope de vôo e a operação do motor continua enquanto o combustível for injetado.
O turbojato responde a dois princípios da termodinâmica:
- o primeiro chamado princípio de energia que se aplica a um sistema que evolui de um estado inicial para um estado final com conservação de massa. A mudança de estado deste sistema leva em consideração as trocas com o exterior na forma de Trabalho ou Calor. A energia por unidade de massa de um sistema de gás é chamada de entalpia e a energia fornecida na forma de trabalho ou calor pelo gerador de gás do turbojato é proporcional à vazão mássica do fluido que passa pela máquina e à variação da entalpia sofrido por este fluido.
Para um compressor e uma turbina, a variação da entalpia será real, enquanto para uma entrada de ar e um bico de ejeção será zero.
- a segunda, baseada na noção de entropia ou energia utilizável, destaca a irreversibilidade da transformação e, portanto, a perda de energia que o fluido sofre ao passar pela máquina.
O turbojato é um motor:
Este ciclo consiste em uma compressão adiabática reversível , uma combustão isobárica irreversível (o reator sendo considerado um sistema aberto), uma expansão adiabática reversível e um resfriamento isobárico reversível.
O ciclo termodinâmico do turbojato compreende quatro estágios nos quais o ar sofre modificações físicas ou químicas:
Essas quatro fases do ciclo termodinâmico ocorrem simultaneamente em locais diferentes, em oposição aos quatro tempos do motor de combustão interna que ocorrem no mesmo local (no mesmo cilindro) e em momentos diferentes.
Para garantir a conclusão deste ciclo, o turbojato (single-flow) é composto por duas partes:
As 4 fases do ciclo termodinâmico podem ser representadas pelos diagramas de pressão / volume e pressão / temperatura do ciclo de Brayton que permitem ver a evolução das características do ar que passa pelo turbojato.
Como os motores de automóveis , o turbojato executa um ciclo contínuo de quatro fases - admissão, compressão, combustão e expansão / exaustão.
No diagrama de Pressão / Volume, a compressão é teoricamente adiabática e resulta em um aumento na pressão e na temperatura.
A potência necessária para acionar o compressor é função da massa de ar que passa por ele e da elevação da temperatura entre a entrada e a saída do mesmo.
A combustão é teoricamente isobárica, mas na câmara a pressão cai ligeiramente e a temperatura aumenta bruscamente. A pressão na câmara não é completamente isobárica por causa das quedas de pressão.
A expansão é teoricamente adiabática, mas a pressão e a temperatura caem com o aumento da velocidade.
Na realidade, como o ar não é um gás ideal, a compressão e a expansão são consideradas politrópicas.
No diagrama de Pressão / Temperatura, a superfície útil S e o limite de T4 aparecem . Para aumentar a superfície útil, é necessário aumentar a razão de compressão P3 / P2 ou diminuir o limite de temperatura T4 limitado pela resistência à temperatura dos materiais de que é feito.
A gama de diferentes turbojatos é bastante extensa, assim como os valores de seu empuxo. Na faixa de aeronaves de transporte civil, o menor turbojato, o TRS 18-1 da Safran Power Units (antiga Microturbo), atinge entre 120 e 160 daN , enquanto o maior, o GE90-115B , fabricado pela General Electric, desenvolve mais de 40.000 daN . Já para aeronaves de combate, o alcance é muito mais restrito. O Pratt & Whitney F119, um dos reatores mais potentes neste campo, desenvolve entre 9.800 e 15.600 daN , enquanto o Snecma M88 que equipa o Dassault Rafale desenvolve entre 5.000 e 7.500 daN .
Medição de empuxoO empuxo, que é o desempenho essencial de um propelente fornecendo energia cinética, é uma força em reação à aceleração de uma massa de ar que passa por ele.
O empuxo pode ser medido em uma bancada de teste usando um equilíbrio de força em contato com o carro móvel que suporta o propulsor. O sensor de força pode ser um sistema hidráulico ou um medidor de tensão acoplado a um sistema de medição eletrônico.
Distribuição das forças de impulsoOs principais esforços são assim distribuídos:
Isso dá um impulso efetivo (força para frente) de 45% da força total.
Cálculo de empuxoO empuxo pode ser calculado medindo o fluxo de ar e as velocidades de entrada e saída de gás porque, como em todos os motores a jato direto, resulta principalmente de duas causas:
O impulso de um turbojato é, portanto:
É :
A diferença no momento é escrita, negligenciando a massa de combustível injetado:
A diferença nas pressões entre a saída do bico e o infinito a montante leva a escrever:
daí a expressão do impulso:
O termo é pequeno o suficiente para ser negligenciado e a expressão reduzida do impulso pode ser expressa a partir das equações:
Os gases são acelerados no bico, transformando a energia potencial da pressão total e da temperatura total em energia cinética na saída da garganta do bico. Enquanto o bico estiver em regime subsônico, a pressão estática no plano de saída é igual à pressão ambiente. Se a velocidade do gás se tornar maior do que Mach 1, então a pressão estática na garganta torna-se maior do que a pressão ambiente e as ondas de choque se formam a jusante (anéis na saída do bico em reatores de pós-combustão).
A velocidade isentrópica na saída do bico tem a seguinte equação:
com:
Assim, para que o motor turbojato crie empuxo para frente, a velocidade dos gases de escapamento deve ser maior do que a da aeronave.
O mesmo empuxo pode ser obtido com uma vazão mais baixa e uma velocidade de ejeção de gás mais alta ou, ao contrário, uma vazão mais alta em uma velocidade mais baixa. No entanto, é mais vantajoso favorecer o fluxo do que a velocidade no caso de velocidades subsônicas.
Poderes e rendimentosÉ necessário distinguir vários níveis de potência e, portanto, de eficiência na operação do turbojato:
O poder calorífico fornecido ao turbojato pela combustão de um combustível e que é expresso pelo produto da taxa de fluxo do combustível e seu valor calorífico. É a potência que poderia ser extraída do combustível se a máquina fosse perfeita e que se expressa pela fórmula:
com:
A energia térmica comunicada à massa gasosa durante sua passagem pela máquina e que se expressa pela fórmula:
A potência cinética do jato de gás ejetado na saída do bocal e que é expressa pela fórmula:
A potência propulsiva, que é a potência retirada da potência cinética dos gases ejetados que o avião realmente utiliza e que é o produto do empuxo pela "velocidade do ar" do avião
A partir desses níveis de potência, vários níveis de eficiência são determinados para o turbojato:
A eficiência termodinâmica (40%) que é a relação entre a potência termodinâmica e a energia fornecida pelo combustível e que é expressa pela fórmula:
A eficiência térmica (30%) que é a razão entre a potência cinética do jato de gás e o poder calorífico do combustível é expressa pela fórmula:
Esta eficiência caracteriza a eficiência da máquina em produzir energia potencialmente utilizável para propulsão. Esta eficiência é melhorada aumentando a temperatura do fluxo que sai da câmara de combustão em correlação com o aumento da taxa de compressão do ar a montante. A redução das quedas de pressão e o aumento da eficiência do conjunto da turbina também contribuem para o aumento geral dessa eficiência.
A eficiência interna (80%) que é a razão da energia térmica para a energia termodinâmica e que é expressa pela fórmula:
A eficiência propulsiva que é a relação entre a potência utilizada para a propulsão e a potência cinética do jato (60% para um determinado Vi) caracteriza a forma como a energia produzida pelo gerador de gás é efetivamente utilizada para a propulsão. essa eficiência é aprimorada com a redução da velocidade de ejeção do jato para adaptá-lo ao desempenho de velocidade esperado do avião.
A eficiência geral (20% a 25%), que é a relação entre a energia produzida e a energia liberada pelo combustível e que pode ser expressa pela fórmula:
Os combustíveis para turbomáquinas apareceram pela primeira vez no final da Segunda Guerra Mundial. Desde então, a evolução de suas especificações baseou-se em:
Duas características principais de temperatura tornam possível diferenciar o uso de diferentes combustíveis:
Diferentes combustíveis são usados na aeronáutica:
Certos aditivos melhoram as qualidades desses combustíveis, como:
O combustível utilizado em turboreactores civis e militares é principalmente querosene , um produto de petróleo obtida por refinação de óleos em bruto e composto de carbono 86% e 14% de hidrogénio, com um ponto de inflamação para a segurança de utilização, que está localizado em torno de 41 ° C .
CombustãoNo caso dos turbojatos, a combustão é uma reação química entre um combustível, composto de átomos de carbono e hidrogênio, cuja fórmula geral é C x H y , e um oxidante que é o ar ambiente.
Combustão estequiométricaA mistura de combustível é considerada estequiométrica quando os constituintes estão em uma proporção tal que todos participam da combustão. Nesse caso, os únicos produtos da combustão serão o CO 2 e o vapor d'água.
A combustão estequiométrica de querosene em ar seco tem a seguinte equação geral:
CxHy + (x+y/4) (O2 + 3,76N2) → x CO2 + y/2 H2O + 3,76 (x + y/4) N2Para x = 10 e y = 20, isto é, a formulação C 10 H 20 , o seguinte balanço de massa é obtido:
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.Este tipo de combustão não é encontrado hoje em turbojatos e a relação entre o fluxo de combustível e o fluxo de ar que é 0,068 para a combustão estequiométrica é 0,03 para um motor militar e 0,02 para um motor civil.
Combustão realO ar não contém apenas oxigênio, mas também nitrogênio ( N 2 ) e vestígios de gases raros (argônio, etc.) que são encontrados na forma de óxidos poluentes no final da combustão. Esses poluentes são adicionados ao monóxido de carbono ( CO) e carbono ( C) sob a forma de fumos resultantes da combustão incompleta do combustível.
A combustão só é possível a partir de um determinado nível de temperatura e pressão e requer uma quantidade mínima de oxigênio. Na câmara de combustão principal de um turbojato, a reação não é estequiométrica, é uma combustão pobre com excesso de oxigênio e presença de vapor d'água.
O oxigênio permanece nos produtos de combustão da câmara principal, o que permite que os motores militares forneçam um pós-combustor para gerar o excesso de empuxo em temperaturas mais altas, sem medo de deterioração das peças rotativas.
ConsumoO consumo de combustível dos turbojatos que aumenta proporcionalmente com o empuxo é avaliado por um parâmetro denominado consumo específico que representa a relação entre o consumo de combustível e o empuxo obtido para um determinado motor.
A maioria dos motores de última geração tem uma proporção de 0,55 em vôo de cruzeiro . Este valor, para um Boeing 777 equipado com dois GE90s viajando 10.000 km a uma média de 1.800 L / 100 km, é equivalente a aproximadamente 5 L / 100 km por passageiro (para 360 passageiros), ou tanto quanto um pequeno automóvel .
No entanto, os reatores pequenos, devido a uma construção muito simplificada, apresentam um consumo específico superior .
Os turbojatos são máquinas de design muito complexo que devem suportar tensões térmicas, mecânicas e vibratórias intensas e atender a grandes restrições operacionais. As características não são fornecidas com precisão pelos fabricantes, mas as temperaturas de operação podem ser estimadas entre 200 ° C e 2000 ° C.
Portanto, essas restrições requerem materiais adequados para cada área. Em geral, a turbina de alta pressão está sujeita às condições mais severas (altas temperaturas e pressões). As peças nesta zona são geralmente baseadas em uma liga de níquel e cobalto . Em áreas mais frias, o aço e o titânio são mais usados. As superfícies internas, em particular as das palhetas e carcaças, são protegidas por revestimentos para aumentar a vida útil dos materiais .
Além disso, o desenvolvimento dos turbojatos foi conseguido sobretudo graças ao domínio dos materiais que constituem o tubo de gás, porque são os mais utilizados. Este conhecimento dos materiais possibilita a obtenção de peças com máxima resistência mecânica para um mínimo de peso. Ainda hoje, é uma das aplicações que exigem o mais alto tecnicismo no campo da ciência dos materiais : peças em titânio , lâminas em liga monocristalina, tratamentos térmicos , etc.
O turbojato faz parte de um conjunto denominado GTR ou Turbojet Group que compreende um duto de entrada de ar que faz parte da célula da aeronave e o próprio turbojato que impulsiona a aeronave. O motor turbojato é composto dos seguintes elementos fundamentais:
Além desses elementos, que são encontrados em todos os tipos de turbojatos, também encontramos:
A aerotermodinâmica geral da corrente formada por todos esses elementos colocados ponta a ponta e que descreve as sucessivas transformações pelas quais passa o ar que passa pelo turbojato nos mostra que uma degradação do fluxo de ar durante sua passagem pela máquina está resultando em perda de empuxo .
É uma conduta destinada a captar o ar e conduzi-lo nas melhores condições possíveis para a entrada do compressor.
O conjunto de "entrada de ar" inclui a entrada de ar real do motor e a luva de entrada de ar. O design disso é trabalho do fabricante da aeronave.
Entrada de ar do motorA entrada de ar do motor é geralmente composta por uma carcaça de liga leve, que muitas vezes tem a função auxiliar de acessórios de suporte.
Canal de entrada de arA manga de entrada de ar que, no caso de um motor turbojato instalado em um avião, permite que seja fornecida com ar, pode ser disposta de diferentes formas (como um pitot, um pod, embutido nas asas, etc. ). Pode ser equipado com vários equipamentos (grelha de proteção, atenuador de ruído, dispositivo anti-gelo, filtro, etc. ). Esteja o motor turbojato instalado fora ou dentro da fuselagem, o duto de admissão de ar terá a função de garantir seu suprimento de ar em todo o envelope de vôo, sejam quais forem as condições externas.
Restrições principaisCertos critérios de qualidade são levados em consideração para a definição do duto de admissão de ar, para todos os tipos de aeronaves equipadas com turbojatos. Esses critérios são os seguintes:
A manga de entrada de ar :
No ponto fixo no solo e ao taxiar, as correntes de ar apresentam-se com incidências muito significativas na entrada da manga de entrada de ar , causando destacamentos e redemoinhos reduzindo sua seção efetiva. Em bancadas de ensaio de reatores abertos ou fechados, é o mesmo motivo que requer o uso de uma manga especial de entrada de ar , chamada de pavilhão .
Para aviões (principalmente militares) com entradas de ar em prancha fina, a abertura das escotilhas permite em alta velocidade e baixa velocidade do avião uma entrada de ar adicional possibilitando restabelecer um fluxo de ar correto para o turbojato. Para aeronaves civis, como o perfil aerodinâmico da entrada de ar é mais espesso, o fenômeno de desprendimento é evitado. Aeronaves militares também reduzem amplamente os problemas de alto ângulo de ataque na decolagem, frequentemente empregando entradas de ar de geometria variável, que sempre ficam exatamente no vento relativo (o F-15 é um bom exemplo).
Operação de vôoA luva de entrada que recebe energia em velocidade variável, dependendo das condições de voo, às vezes deve diminuir, às vezes acelerar o ar na entrada do compressor.
Voo subsônicoPara esta faixa de velocidades abaixo de Mach, a manga de entrada será uma divergente simples, ou seja, terá o efeito de reduzir a velocidade aumentando a pressão do ar na entrada do compressor a partir do qual as velocidades em jogo serão maiores que Mach 0,5 . Para aviões para os quais este é o envelope de vôo de cruzeiro, o conjunto de motor e carenagem (quando instalado sob a asa) tem uma posição dianteira em relação à borda de ataque a fim de evitar perturbações aerodinâmicas durante as fases de vôo de alto impacto.
Vôo supersônicoNeste envelope de vôo, a velocidade do ar que entra na manga de entrada torna-se maior do que a velocidade do som, o que cria uma descontinuidade no fluxo. Essa descontinuidade resulta em uma variação repentina na pressão, chamada de onda de choque . Se um fluxo de ar entra diretamente na manga de entrada, há formação de uma onda de choque reta (perpendicular ao plano de entrada), ao passo que se colocarmos um obstáculo agudo nesta manga de entrada, teremos a formação de uma frente de onda oblíqua.
A transformação pela qual o gás passa quando a onda de choque passa envolve uma degradação de energia que resulta em:
A degradação de energia é menor em uma onda de choque oblíqua do que em uma onda de choque direta. A jusante de uma onda de choque direta, o fluxo é sempre subsônico . A jusante de uma onda oblíqua, sendo a perda de velocidade menos forte, é possível criar várias zonas de impacto para atingir velocidades abaixo do Mach .
A tabela abaixo é fornecida como uma indicação para mostrar a realidade da degradação da energia em ambos os lados de uma onda de choque direita.
M1 Mach a montante |
P2 ____ P1 |
T2
____ T1 |
M2 Mach a jusante |
Diminuição da velocidade através da onda de choque |
---|---|---|---|---|
1,1 | 1.250 | 1.065 | 0,91 | 52 m / s |
2 | 4,50 | 1.690 | 0,577 | 436 m / s |
3 | 10,03 | 2.680 | 0,475 | 755 m / s |
A estrutura da manga de entrada deve ter áreas de convergência e divergência, de forma a abrandar o fluxo de ar que entope o compressor, ao mesmo tempo que recupera a pressão máxima. Mas esta estrutura deve ser de geometria variável, ou seja, ter um canal divergente ou convergente-divergente dependendo do envelope de vôo, a fim de adaptar o fluxo de ar a todas as condições de vôo e garantir a estabilidade das ondas de choque que garantem o transição de fluxo supersônico para fluxo subsônico .
Por exemplo, no Mirage 2000 , um mouse móvel permite:
A adaptação da manga a grandes ângulos de ataque é obtida por meio de escotilhas e pás localizadas nas laterais inferiores da manga. A entrada de ar do canal do Mirage 2000 compreende:
A adaptação da manga de entrada de ar do Mirage 2000 é realizada por ratos móveis que:
O processo termodinâmico que está na base do funcionamento do turbojato envolve o fornecimento de ar pressurizado para obter uma boa eficiência de combustão.
Papel do compressorO papel do compressor é ajudar a mistura de querosene com ar a inflamar sob condições ideais de pressão e temperatura. Para tanto, os fabricantes de motores integraram um compressor antes da câmara de combustão na entrada de ar.
A função do compressor é inicialmente aumentar a pressão e a temperatura do fluido entre a entrada e a câmara de combustão, transformando a energia cinética em energia de pressão:
A melhoria da eficiência de combustão, reduzindo o consumo de combustível enquanto se aquece até o limite da metalurgia, é possível aumentando a taxa de compressão na entrada da câmara de combustão, garantindo a combustão contínua do combustível injetado.
O empuxo do turbojato, que depende essencialmente da vazão de ar de entrada e da velocidade de ejeção na saída do bocal, velocidade dependente da temperatura dos gases no final da combustão, tornou necessário o uso de um compressor cuja realização ocorreu após dois princípios muito diferentes:
Os primeiros turbojatos, projetados a partir de protótipos desenvolvidos por Whittle e Von Ohain, eram equipados com um compressor centrífugo acionado pela turbina. Têm o mérito da simplicidade, visto que um único estágio de pá realiza a compressão e um único eixo conecta a turbina ao compressor.
Seu comprimento curto é acompanhado por um grande diâmetro necessário para uma boa compressão. Na verdade, o ar atinge sua compressão máxima no final do compressor, pois a força centrífuga é tanto maior quanto seu ponto de aplicação está longe do eixo de rotação. Este grande diâmetro o torna mais adequado para turbojatos de pequeno porte.
Os primeiros reatores ingleses, como os Goblins do De Havilland Vampire ou o Rolls-Royce Welland do Gloster Meteor, foram projetados dessa maneira. Além disso, a maioria das turbinas de helicóptero ainda é projetada com base neste princípio, que permite o projeto de motores compactos.
ConstituiçãoO compressor centrífugo consiste essencialmente em um rotor (ou roda centrífuga) com aletas radiais e um ou mais difusores. No rotor, o ar entra axialmente e depois flui radialmente. A velocidade do ar aumenta devido à aceleração centrífuga e sua pressão devido à seção divergente entre as pás. O ar sai do final das pás do rotor em altíssima velocidade e na parte do estator esta velocidade é transformada em pressão devido à seção divergente das pás.
PerformancesO compressor centrífugo é simples, robusto e tem uma boa taxa de compressão. A título de comparação, o motor turbojato MARBORE VI teve uma taxa de compressão de 3,80, contra 1,15 a 1,16 para um único estágio de compressor axial. No final da década de 1940, a taxa de compressão máxima chegava até a 4. No entanto, o grande tamanho do compressor centrífugo o condenava ao uso em turbomáquinas de baixa potência.
Compressor axial e centrífugoEm certas turbomáquinas, a compressão é fornecida por um compressor do tipo axial seguido por um compressor do tipo centrífugo.
A sobrecarga do compressor centrífugo permite um ganho significativo na taxa de compressão para uma velocidade de rotação idêntica.
Compressor axialO aumento crescente do peso das aeronaves leva os engenheiros aeronáuticos a imaginar soluções para melhorar o empuxo fornecido pelo turbojato.
Devido à menor eficiência, eles requerem vários estágios girando na mesma velocidade, mas podem suportar velocidades de rotação significativamente maiores. O primeiro de seu tipo, e também o primeiro construído em grandes séries, é o Jumo 004 da Junkers -Motoren que acionou o Messerschmitt Me 262 .
Os avanços da metalurgia possibilitaram a produção de compressores axiais constituídos para cada estágio de uma roda móvel e uma grade fixa, possibilitando uma fase de compressão completa. Quanto maior o número de estágios, maior a taxa de compressão.
principais característicasA tabela abaixo é dada como uma indicação para mostrar as diferentes características dos compressores axiais:
Motores | Pressão de saída -------------------- Pressão de entrada |
Temperatura de saída | Características tecnológicas |
---|---|---|---|
ATAR | 6,11 | 250 ° C | Corpo único, 9 andares |
LARZAC | 10,8 | 370 ° C | Corpo duplo, LP 2 estágios + HP 4 estágios |
M53 no chão | 8,5 | 325 ° C | Corpo único, 3 + 5 andares |
M53 em Mach 2.3 | 8,5 | 430 ° C | Corpo único, 3 + 5 andares |
CFM56-2 | 24 | 550 ° C | Corpo duplo, 1 soprador, LP 3 estágios + HP 9 estágios |
O compressor é composto por:
As lâminas têm um perfil aerodinâmico com um bordo de ataque arredondado (tolerando variações na incidência) e um bordo de fuga cônico (para reduzir a esteira). Eles têm um ângulo de cunha em relação ao gerador do rotor, que impõe a direção do fluxo. Também são torcidos para que as correntes de ar apresentem um ângulo de incidência constante entre a cabeça da pá e sua raiz, que não possuem a mesma velocidade circunferencial.
O ar passa alternadamente por uma roda móvel e depois por uma grade fixa (ou seja, um estágio de compressor) que realiza uma fase de compressão completa. Para aumentar a taxa de compressão do motor, é suficiente aumentar o número de estágios. Como a compressão é acompanhada por uma redução de volume, a corrente converge da entrada para a saída do compressor de forma a manter as relações de pressão entre cada estágio.
Princípio da OperaçãoO princípio básico de compressão de um estágio de compressor é o seguinte:
Ao aumentar o número de estágios (rotor + estator), a taxa de compressão geral e a temperatura na saída do compressor são aumentadas.
Em resumo, em um estágio de compressor, que inclui uma grade móvel e uma grade fixa:
Em um compressor axial, a velocidade de deslocamento axial do fluxo é mais ou menos constante em magnitude e direcção: o valor de esta velocidade é geralmente entre 130 m / s e 170 m / s .
Limites operacionaisLimites operacionais aparecem:
A qualidade da transformação em energia de pressão é caracterizada pela eficiência de compressão ηc = P2 / P1, podendo as perdas em um estágio ser:
No campo de operação do compressor (taxa de compressão; Fluxo), há uma única linha na qual são colocados todos os pontos de operação possíveis para um determinado compressor: é a linha de operação (ou linha de trabalho) que faz corresponder uma vazão e uma compressão razão para uma dada velocidade de rotação (linhas de iso-velocidade).
Esta linha de operação é independente das condições externas (pressão, temperatura), bem como das condições de voo do motor (número de Mach, altitude).
Esta linha de operação cortando as iso-velocidades do campo operacional pode ser traduzida na velocidade de rotação do compressor. Obviamente, se conhecemos a velocidade do compressor, sabemos se o ponto de funcionamento para esta velocidade de rotação está na linha de funcionamento estável do compressor, ou seja, se corresponde ao caudal e à taxa de compressão.
Linha de bombeamentoOutra linha de operação conhecida como “linha de bombeamento” consiste em pontos de operação do compressor onde a eficiência cai após o travamento aerodinâmico das pás. A distância entre essas duas linhas de operação é chamada de “margem de bombeamento”.
Se o ar entre duas lâminas consecutivas atinge a velocidade do som, o fluxo de ar é bloqueado na frente de pressão gerada.
Em alta velocidade, o bombeamento está ligado à separação dos últimos estágios e ao bloqueio dos estágios iniciais, enquanto em baixa velocidade ocorre o contrário.
O desengate do compressor não permite mais manter o nível de pressão a jusante da câmara de combustão. As consequências são então catastróficas para o funcionamento do motor do ponto de vista do desempenho e da segurança (risco de deterioração mecânica, do motor desligado).
Válvula de descargaDurante a partida e durante as variações transitórias em vôo, é necessário descarregar o ar do compressor de alta pressão para o distribuidor da turbina de baixa pressão. Durante a partida, ele alivia o starter e em vôo elimina os efeitos de bloqueio, o que reduz a margem de bombeamento.
Este dispositivo denominado válvula de descarga (TVB: Transient Bleed Valve) é controlado pela regulação e permite uma queda da pressão no compressor HP.
Soluções multi-corpoEm cada etapa, ocorre um aumento da pressão, mas também da temperatura; entretanto, para um determinado estágio, a razão de pressão de entrada e saída é maior quanto menor a temperatura de entrada (quanto menos ar expandido é comprimido com mais facilidade).
Para uma dada velocidade de rotação de todos os estágios, as temperaturas de entrada em cada estágio aumentam conforme o fluxo progride e, portanto, a taxa de compressão por estágio diminui (porque para um determinado estágio a taxa de compressão é tanto maior quanto menor a temperatura de entrada).
Em um compressor axial, as relações de pressão de cada um dos estágios diminuem e, para manter altas razões de pressão por estágio, seria necessário aumentar a velocidade de rotação dos estágios mais quentes, daí a ideia de ter vários compressores girando em diferentes velocidades e a realização de soluções multi-corpo (corpo duplo, corpo triplo).
Por exemplo, as vantagens do corpo duplo em comparação com um único corpo são:
Os multicorpos são mais complexos e seu custo inicial é maior, mas em operação a diferença é a favor dos multicorpos.
A câmara de combustão é a parte do motor turbojato que tem como função elevar a temperatura do ar proveniente do compressor pela combustão do combustível para fornecer gases quentes à turbina e participar da propulsão por meio de sua expansão no bocal de ejeção.
A combustão deve ser ótima e o fluxo na parte a jusante do turbojato não deve sofrer uma queda de pressão muito grande. O ar deve passar pela câmara a uma velocidade relativamente baixa, inferior a 100 m / s . A chama é confinado numa zona muito baixa velocidade alimentados por cerca de um décimo da taxa de fluxo de ar através da câmara e a temperatura no ponto mais alto que se aproxima 2000 ° C . A temperatura é reduzida muito rapidamente por diluição com o restante do ar passando pela câmara para atingir um valor compatível com a resistência dos materiais da turbina.
Para garantir uma boa resistência mecânica das paredes da câmara, a temperatura deve ser limitada a cerca de 900 ° C (depende dos materiais refratários utilizados).
Reação de combustãoO mecanismo de combustão de hidrocarbonetos no ar é uma reação exotérmica que implica que a mistura de combustível:
A temperatura da chama atinge então um máximo nessas condições e aumenta com a temperatura inicial da mistura. Essa temperatura cai rapidamente se essas condições não forem atendidas.
A temperatura de ignição que permite uma reação química com a chama permite:
A energia necessária para ser fornecida para a ignição é ainda mais importante quando:
Os limites de combustão autônoma são:
Em um fluxo laminar, a frente de chama segue a variação da velocidade de fluxo da mistura, mas na câmara de combustão de um turbojato, o fluxo da mistura é altamente turbulento. A mistura dos produtos da combustão com a mistura que chega à câmara leva a uma combustão generalizada na câmara com tempos de reação muito curtos. Se a vazão aumentar muito, o tempo em que a mistura é mantida fresca na câmara será menor que o tempo de ignição e a chama será expelida da câmara de combustão: este é o fenômeno de sopro também chamado de “ blow out ”.
Existem muitas causas de extinção de uma câmara de combustão, mas são devidas a dois fenômenos principais:
Obviamente, a extinção em voo pode constituir, se for múltiplo, um risco de acidente porque a probabilidade de reacendimento em voo depende de:
Se Q é a quantidade de calor liberada a cada segundo pela combustão do combustível e Q 'é a quantidade de calor que poderia ser obtida pela combustão completa, a razão? = Q / Q 'representa a eficiência da câmara de combustão.
O consumo específico está ligado à eficiência da combustão. Para melhorá-lo, é necessário garantir uma mistura combustível-oxidante o mais íntima possível, obtendo um fluxo de vórtice entre os fluxos lineares na entrada e na saída. O design aerodinâmico da câmara de combustão é, portanto, particularmente complicado.
Parâmetros que influenciam a combustãoOs principais parâmetros que influenciam a combustão são:
A riqueza depende das temperaturas de entrada e saída da câmara, mas também das condições de voo. É máximo na decolagem, diminui durante o cruzeiro e pode atingir um valor mínimo em condições transitórias (por exemplo, em uma redução repentina do acelerador). A riqueza pode variar na proporção de 1 a 10 dependendo dos motores e das condições de uso em vôo.
A pressão na entrada da câmara pode variar de 0,2 bar a 30 bar e a temperatura na entrada de −40 ° C a 650 ° C dependendo da faixa de operação do turbojato.
Por outro lado, para certas condições de voo a câmara deve ser capaz de reacender e ter uma faixa de operação estável para autorotação (aeronave militar) após extinção em altitude. Após a reignição, a combustão deve permitir que o motor acelere a altitudes acima de 10.000 m , dependendo do tipo de aeronave.
Combustíveis de aviação Propriedades geraisUm combustível aeronáutico deve ter as seguintes características:
Hoje é um hidrocarboneto insaturado, o querosene , que melhor atende a todos esses critérios.
Características dos diferentes combustíveis usados na aeronáuticaNota: querosene e oxigênio puro fornecem uma temperatura de 3500 K quando a mistura é estequiométrica.
Velocidade da chama - estabilidade de combustãoA velocidade da frente da chama (em uma mistura homogênea) é relativamente baixa em comparação com a velocidade de fluxo do fluido em um turbojato e aumenta:
Para que a combustão seja possível, a velocidade do fluxo não deve ser maior que a velocidade de propagação da chama. Portanto, para que uma injeção contínua de combustível forneça uma chama estável, é necessário que as gotículas de combustível injetadas encontrem rapidamente as gotículas de combustível inflamado a fim de recuperar energia suficiente para sua própria ignição.
Para evitar o aumento da chama, o fluxo é desacelerado para velocidades compatíveis com a combustão. Para isso, a câmara é conectada ao compressor localizado a montante por um divergente.
A função da turbina é transformar a energia de pressão dos gases que saem da câmara de combustão em energia cinética, depois em energia mecânica para acionar o VENTILADOR ou ventilador, o compressor e os diversos equipamentos de serviço. A energia remanescente na saída da turbina contribui para o impulso do reator.
PrincípioEm um fluxo subsônico, a relação entre velocidade, pressão e densidade do fluido é caracterizada pelo teorema de Bernoulli . A expansão dos gases na turbina é obtida pela aceleração do fluido em um convergente e parte da energia cinética recuperada é transformada em trabalho motor.
Descrição e operaçãoEm geral, as turbinas encontradas em um turbojato são do tipo axial; o fluxo é, portanto, paralelo ao eixo do motor. O estágio de expansão de uma turbina consiste em uma grade de pás fixas denominada [Distribuidor] e uma grade de pás móveis denominada [Impulsor]. Quando a energia a ser retirada excede as possibilidades de um único estágio, são utilizadas turbinas de múltiplos estágios.
Papel do distribuidorOs gases que saem da câmara de combustão entram no distribuidor que os desvia em um ângulo na direção tangencial do [Impulsor]. Ele transforma sua energia de pressão em energia cinética pelo efeito convergente. A aceleração do fluxo assim obtido é acompanhada por uma diminuição da pressão e da temperatura.
Papel da RodaOs gases na saída do distribuidor entram na [roda] móvel com um ângulo de incidência que resulta em uma distribuição desigual das pressões na superfície inferior e na superfície superior das lâminas. A pressão exercida pelo fluido na superfície inferior é maior do que a exercida na superfície superior e isso cria um resultado aerodinâmico que coloca a [Roda] móvel em movimento, transformando parte da energia cinética em energia mecânica.
Para aumentar a energia mecânica útil é necessário:
A potência desenvolvida por uma turbina pode ser expressa pela seguinte fórmula:
Com
Cálculo da potência desenvolvida pelo motor Olympus no solo com os seguintes valores dos parâmetros:
para = 0,018 65 valor da riqueza da mistura ar-combustível, temos os seguintes valores de calor específicos:
A potência desenvolvida pela turbina do motor Olympus é então W = 77.600.000 W ou 105.300 hp
Essa energia, que é uma pequena parte da energia geral do reator, é usada principalmente para acionar o compressor e o equipamento.
LimitaçõesA turbina é o componente do motor turbojato que funciona nas condições mais severas:
Além disso, qualquer aumento na velocidade dos gases leva a um aumento na velocidade de rotação da roda móvel e, portanto, na velocidade circunferencial, limitada por considerações de resistência mecânica. Um aumento muito grande no ângulo de incidência do fluxo em relação ao tempo das pás levaria a distúrbios aerodinâmicos levando a quedas excessivas de pressão.
Durante a compressão adiabática há um aumento da entalpia e para a expansão ocorre o inverso, resultando em uma turbina sendo capaz de absorver mais energia do que um estágio de compressor pode fornecer. É também por esta razão que o fenômeno de paralisação por bombeamento ou rotação é inexistente em uma turbina.
O aumento da potência absorvida pela turbina é obtido abrindo-se a seção do bico (ou gargalo do distribuidor a jusante) para aumentar a expansão.
A qualidade de uma turbina é avaliada por sua eficiência de expansão e seu limite de potência absorvida depende da velocidade do ar entre suas pás (bloqueio se Mach = 1).
ProduçãoComo na luva de entrada, no compressor ou na câmara de combustão, a transformação que o fluxo sofre na turbina é imperfeita, daí a noção de eficiência:
Se a transformação de energia não tivesse perdas, teríamos:
a partir desta equação e conhecendo P5, P6 e T5 podemos calcular o T6 que é sempre maior que o T6 real e, portanto, a eficiência real da turbina é aproximadamente:
Na prática, essa eficiência é alterada pela existência de taxas de fluxo de bypass (taxas de fluxo que não funcionam na turbina contornando as pás e passando pelas folgas radiais entre os rotores e os estatores). Essas taxas de fluxo são cada vez mais baixas graças a sistemas ativos, como LPTACC e HPTACC, ou mecanismos passivos, como abradáveis. São partes "fusíveis" friáveis em favos de mel, de um material menos duro que o calcanhar das lâminas. Ao rodar, as lâminas desgastam os abrasivos para ajustar as folgas radiais sem danificar as lâminas e, assim, ajustar as peças para limitar as taxas de fluxo de desvio. Resfriamento das lâminas FunçãoA obrigação de reduzir o consumo de combustível requer temperaturas mais altas na entrada da turbina e aumentar a taxa de compressão a jusante porque o ganho em SFC é tanto maior quanto maior.
O aumento da temperatura na entrada da turbina também permite:
As palhetas são resfriadas por convecção usando ar mais frio retirado do compressor downstream. Esta taxa, feita em detrimento do desempenho, é colocada ao fabricante do motor em termos de compromisso e balanço.
O resfriamento das pás permite temperaturas mais altas, o que melhora a eficiência geral do ciclo da turbina, mas isso corresponde a um déficit no motor porque foi necessário gastar mais energia para comprimi-lo quando ele não estava intervindo. E não no impulso.
Atualmente com as temperaturas atingidas na saída da câmara de combustão e tendo em vista as vazões de resfriamento adotadas, o balanço geral é positivo.
Dois processos principais são usados para resfriar as lâminas da turbina:
O resfriamento da parede externa da lâmina é fornecido pela troca de calor entre os gases externos quentes e os gases frescos que circulam dentro da lâmina e são rejeitados no bordo de fuga. As palhetas ocas são equipadas com conduítes do tipo:
O resfriamento por convecção interna pode ser complementado pelo resfriamento das paredes por uma película protetora. O fluxo de ar fresco que circula na lâmina é retirado do fluxo de ar que é projetado para fora nas bordas dianteira e traseira para criar uma parede de fluido protetora que isola o lado externo da lâmina.
A película protetora de ar é criada por meio de pequenos orifícios perfurados na borda de ataque ou na borda de fuga por laser ou eletro-erosão.
TecnologiaA metalurgia de lâminas evoluiu da fabricação de lâminas por fundição por meio de ligas de solidificação dirigida para levar a lâminas monocristalinas para as quais os ganhos de temperatura são muito importantes. A metalurgia dos discos das turbinas também evoluiu no sentido de uma melhor resistência mecânica e térmica com o aumento das velocidades de rotação e das temperaturas de saída das câmaras de combustão.
Fabricação de lâminasOutra forma de melhorar a resistência à temperatura das pás da turbina é desenvolver novos materiais resistentes a temperaturas muito altas e desenvolver a metalurgia das ligas utilizadas em sua fabricação.
LigasUma liga é feita de um ou mais metais básicos chamados de matriz aos quais elementos químicos são adicionados para melhorar certas propriedades, tais como:
Em uma escala microscópica, uma liga aparece como um aglomerado de grãos (cristais). Se a solidificação é realizada sem precauções especiais, a orientação dos grãos é desordenada e as características do material são sensivelmente as mesmas em todas as direções: fala-se então de uma estrutura EQUIAXE.
Para favorecer um eixo de trabalho que permita melhor resistência mecânica, existem processos que permitem direcionar os cristais em uma direção privilegiada: isso é então denominado liga de solidificação dirigida.
Outros processos permitem obter ligas com um único grão, o que lhes confere propriedades ainda melhores, residindo o problema essencialmente na obtenção de peças monocristalinas de grandes dimensões.
Certas ligas ditas "eutéticas" solidificam-se a temperatura constante como substâncias puras e permitem obter estruturas de grão finas e homogêneas.
Outro processo denominado "Metalurgia do Pó" permite, por meio da mistura dos componentes em pó e a seguir compactando-os sob alta pressão, obter peças diretamente em suas dimensões acabadas, como os discos de turbina.
TipologiaNos turbojatos de corpo duplo, a turbina consiste em um ou mais estágios (estator-rotor) em alta pressão (HP) e um segundo em baixa pressão . A turbina HP, cujas aletas estão sujeitas ao fluxo dos gases de combustão mais quentes, é a parte mais complicada em termos de resistência do material e aerodinâmica. Existem dois tipos de turbina, uma de ação e outra de reação.
Em uma turbina de ação (solução preferida para motores turboélice e turbina ), o trabalho de expansão (quase completo) é realizado apenas no estator. A energia cinética assim gerada será recuperada na forma de energia mecânica para o acionamento do compressor, da engrenagem redutora, da hélice ou da asa rotativa conforme o caso, bem como dos acessórios necessários ao motor.
Em uma turbina de reação, a expansão ocorre tanto no estator quanto no rotor. Além disso, neste tipo de turbina, apenas uma "pequena" parte da energia dos gases é relaxada para recuperá-la na forma de energia mecânica, visto que o conjunto turbina-compressor (somado a isso o ventilador) é menos "pesado" para dirigir do que um conjunto com uma hélice. A energia restante será recuperada no bico, na forma de energia cinética, para criar o impulso.
É no canal de ejeção que se dá a expansão útil para a propulsão, transformando a energia remanescente (pressão e temperatura) dos gases em velocidade após passarem pela turbina. O impulso do turbojato será tanto mais forte quanto maior for a velocidade de ejeção.
O canal de ejeção consiste, para motores sem pós - combustão , de uma carcaça de escapamento e um bico. Para motores com pós-combustão, o canal de ejeção inclui um sistema de aquecimento localizado entre o compartimento de exaustão e o bocal de ejeção.
Caixa de exaustãoA carcaça de exaustão localizada atrás da turbina garante a continuidade interna e externa do fluxo, possibilitando separar, em motores de duplo fluxo, o fluxo quente do fluxo frio.
Bocal de ejeção Papel de um bocal de ejeçãoNo interior do turbojato, o fluxo é subsônico e se a saída da turbina for estendida por um bocal isso permite acelerar a massa de gás até a seção de saída denominada Col , convergindo para a seção mais simples, que determina o fluxo máximo de gás que pode ser ejetado. O bico, portanto, garante a ejeção dos gases queimados e seu retorno à pressão ambiente, de modo que a aceleração do fluxo que daí resulta gere o impulso do turbojato.
OperaçãoA seção de ejeção do bocal é determinada na prática de modo que, na velocidade máxima do motor, a velocidade do fluxo atinja a velocidade do som, ou seja, Mach 1 , e que a pressão estática no pescoço seja igual à pressão atmosférica .
Se a velocidade do fluxo for menor que a velocidade do som, a vazão de massa ejetada não é máxima, os gases se expandem para a pressão atmosférica na garganta e o bico é considerado adequado: este caso corresponde a todos os regimes inferiores. velocidade máxima.
Obtendo-se o funcionamento ótimo do bico para um bico adequado (pressão na garganta = Pressão atmosférica), foi desenvolvido o princípio de um bico de seção variável, permitindo que a seção de saída seja adaptada às diferentes rotações do motor.
Para motores sem aquecimento , o bocal convergente-divergente torna possível, o fluxo na garganta sendo sônico, acelerar o fluxo na parte divergente para obter empuxo adicional, a velocidade de ejeção do gás sendo então capaz de ser supersônica.
Sendo a velocidade de operação do motor variável dependendo do envelope de vôo, a parte divergente deve ser variável, caso contrário, no caso de um fluxo subsônico na garganta, o divergente tornaria o fluxo mais lento e a eficiência do bico cairia.
Quando a pressão estática dos gases é muito alta (maior que o dobro da pressão atmosférica) o cone truncado simples leva ao estouro do jato; uma série de ondas de choque é então observada até que a pressão estática do jato seja igual à pressão atmosférica. Esses choques que resultam em uma perda de energia inutilizável na propulsão fazem com que a eficiência geral do bico caia.
CaracterísticasO bico está localizado a jusante da turbina e é composto de forma mais simples por um cone truncado cuja seção a montante é maior que a seção a jusante. Para evitar o estouro do jato e a criação de ondas de choque, são utilizados bicos convergentes-divergentes. Para motores com aquecimento, podem ser utilizados bicos com saída divergente e seção variável.
Alguns bicos também podem receber acessórios como:
Em um turbojato, o compressor, a câmara de combustão e o conjunto da turbina fornecem gases comprimidos quentes que liberam sua energia para impulsionar a aeronave. Essa energia deve ser liberada da forma mais eficiente possível, consumindo o mínimo de combustível possível. É então necessário otimizar a eficiência do propelente.
Em geral, a eficiência propulsiva diminui com o aumento da velocidade de ejeção, o que nos leva a concluir que para as velocidades subsônicas é necessário diminuir a velocidade de ejeção e aumentar a massa do fluido ejetado para obter o empuxo necessário. Sendo assim, era necessário encontrar soluções que não consumissem muito combustível e hoje a técnica de duplo fluxo com alta taxa de diluição é comumente usada na aviação comercial.
O princípio geral é o seguinte:
Em outras palavras, o fluido usado para a propulsão se divide em dois fluxos:
A eficiência propulsiva do motor é aumentada em proporções significativas para valores de diluição próximos a 5 e as velocidades de ejeção são tais que o fluxo frio produz 80% do empuxo total.
Dentre as turbomáquinas utilizadas na aviação, vários tipos podem ser distinguidos na categoria de turbojatos:
Em cada um desses tipos de máquinas, estruturas como:
Destas duas características, variantes foram desenvolvidas, cada uma respondendo a problemas de características de empuxo, eficiência, custo, etc. de acordo com as necessidades dos fabricantes de aeronaves.
Uma cronologia dependente de desenvolvimentos técnicos e tecnológicos significava que os primeiros turbojatos eram de fluxo único e corpo único. Eles eram equipados com um gerador de gás composto por um único conjunto compressor-turbina interligado, podendo o compressor ser do tipo centrífugo ou axial.
Atualmente, para aumentar o desempenho em termos de empuxo e consumo de combustível, o compressor foi dividido em várias partes girando em velocidades diferentes. Para permitir o acionamento desses compressores, turbinas, por sua vez, foram acopladas a eles.
Cada par de compressor-turbina ligado é denominado Corpo ou Acoplamento e hoje um turbojato de fluxo único ou duplo pode ser do tipo Corpo Único, Corpo Duplo ou Corpo Triplo, dependendo dos fabricantes e dos campos de uso.
Nesse tipo de máquina, o gerador de gás compreende um único conjunto rotativo denominado corpo e que compreende um compressor e uma turbina acoplados no mesmo eixo e, portanto, girando na mesma velocidade.
A solução de corpo duplo pode ser aplicada ao motor turbojato de fluxo duplo, bem como ao motor turbojato de fluxo único. É uma tecnologia complexa que economiza peso e comprimento e também permite partidas que requeiram menor potência.
Neste tipo de máquina, o gerador de gás possui dois conjuntos rotativos mecanicamente independentes:
A turbina ligada ao compressor LP é chamada de turbina LP e aquela ligada ao compressor HP é chamada de turbina HP
Cada um dos pares compressor-turbina gira em sua própria velocidade e então falamos de turbojatos de corpo duplo ou de engate duplo . Sendo a velocidade de rotação dos dois corpos diferente, esses motores requerem dois eixos concêntricos mais longos e mais pesados. Em troca, o rendimento é claramente melhorado.
Os dois eixos geralmente giram na mesma direção, de modo a não impor velocidades de rotação excessivas aos mancais (ou mancais) que os conectam. Em alguns casos, entretanto, eles giram em direções diferentes, o que tem a vantagem de não acumular torques giroscópicos e de permitir melhor eficiência aerodinâmica . Por outro lado, a excitação dinâmica que resulta de dois corpos em contra-rotação é uma função da soma dos regimes rotacionais dos dois corpos - ao invés de ser uma função da diferença de regimes, no caso de corrotação - portanto, muito alto, o que apresenta problemas de resistência às vibrações .
Todos os motores de nova geração são de cilindro duplo, ou mesmo de cilindro triplo para aqueles com uma taxa de diluição muito alta . Esta última configuração é específica da família de motores Rolls-Royce " Trent " para aviação civil. É caracterizada pela presença de um conjunto compressor-turbina adicional denominado PI (para pressão intermediária).
Neste tipo de máquina todo o fluxo de ar passa pelo gerador de gás.
O impulso produzido depende da massa de ar que entra no gerador de gás e da aceleração dada a ele. O ponto de operação deste tipo de turbojato é essencialmente caracterizado pela velocidade de rotação do conjunto compressor-turbina e pela temperatura de entrada da turbina.
Área de usoTurbojatos de fluxo único são barulhentos, poluentes e possuem alto consumo específico. Eles só alcançam seu melhor desempenho além de Mach 1 .
Devido à sua eficiência e consumo, o motor turbojato Simple Flux é usado principalmente para altas velocidades de vôo e no campo militar. Esses motores podem ser equipados com pós-combustão para um grande aumento de empuxo em períodos curtos.
Nesse tipo de turbojato, é admitido mais ar do que o necessário para o gerador de gás, a fim de reduzir o consumo de combustível e aumentar a eficiência da propulsão. O fluxo adicional (ou fluxo) flui como um desvio em torno do gerador de gás.
Embora mais baratos em velocidades subsônicas e menos barulhentos, os motores a jato de dual stream (ou turbofans em inglês) surgiram na década de 1960 . Nestes motores, um soprador de grande porte pode absorver uma grande vazão de massa que passa apenas parcialmente pelo compressor LP . O ar pré-comprimido pelo soprador que não passa para o compressor LP , denominado fluxo frio , desvia a parte quente até o bocal onde é ejetado, misturado ou não com os gases quentes (fluxo quente). Isso torna possível, para velocidades moderadas, abaixo de aproximadamente Mach 1,5, aumentar o empuxo aumentando a taxa de fluxo de gás e reduzir consideravelmente o nível de ruído. Em casos raros, como no General Electric CF700 ou General Electric CJ805-23 , o soprador não é colocado na frente do motor, mas na parte traseira. Esse recurso é conhecido como “ ventilador traseiro ” nos países de língua inglesa.
A proporção de ar que constitui o fluxo frio, que é variável de acordo com os motores, é expressa pela relação entre o fluxo de massa secundária (ou fluxo frio) e o fluxo de massa primário (ou fluxo quente). Essa proporção é chamada de taxa de diluição . Os motores militares otimizados para vôo supersônico têm taxas de diluição de menos de 1, enquanto os motores civis ou militares otimizados para cruzeiros em torno de Mach 0,8, têm taxas de diluição entre 5 e 10. Motores de duplo fluxo e alta taxa de diluição derivam a maior parte de seu impulso do frio fluxo (80%), o fluxo quente representando 20% do empuxo.
Vantagens e campo de usoO desenvolvimento de motores turboélice e reatores de desvio equipados com um grande ventilador foi amplamente desenvolvido para faixas de velocidade subsônicas. Com maior fluxo de ar e menor temperatura do gás para o mesmo empuxo, sua eficiência é maior e seu consumo menor. Como a carga de combustível é reduzida, isso permite uma carga útil maior.
A eficiência de propulsão, que é a relação entre a potência necessária para o voo e a energia térmica produzida, mostra para um determinado empuxo que essa eficiência seria tanto maior quanto o fluxo de ar também seria maior: a solução que consistiria em aumentar o o fluxo de ar sem aumentar o fluxo de combustível seria, portanto, aceitável, mas não é o caso, pois tem como consequência a redução da eficiência térmica. Portanto, para aumentar o fluxo de ar sem reduzir a eficiência térmica, é necessária uma solução: dividir o fluxo de ar total em dois fluxos:
O fluxo duplo atinge um meio-termo entre o turbojato de fluxo único, cuja eficiência só é interessante em alta velocidade, e o turboélice de velocidade limitada. Além disso, o consumo específico é melhorado e o funcionamento é mais silencioso. A pós-combustão pode, no entanto, ser integrada ao conjunto, com maior eficiência do que no caso do turbojato de fluxo único. Muitos caças modernos também possuem turbofans equipados com pós-combustor ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor , etc.).
Em um turbojato de fluxo duplo, o ar usado para pressurizar as vedações de labirinto é levado a jusante do compressor de baixa pressão. O ar de resfriamento das partes quentes, como os distribuidores e as pás da turbina HP, é retirado da saída do compressor HP .
O circuito de ar interno também permite exercer contrapressão nos discos do compressor e da turbina para reduzir as forças axiais sobre os mancais.
Para manter a eficiência suficiente, os vazamentos de ar são limitados pela colocação de vedações de labirinto em todo o motor. O controle ativo das folgas radiais entre os rotores e as carcaças da turbina (alta e baixa pressão) é assegurado pelo envio de ar retirado da saída do compressor de alta pressão, cuja vazão é controlada por uma válvula própria controlada. motor. Esse ar "fresco" é usado para resfriar o cárter por meio de jatos de ar de impacto. O gerenciamento desse fluxo de ar permite controlar a expansão do invólucro e, portanto, as folgas radiais entre o estator e o rotor (mais precisamente entre as aletas e os abrasivos). O objetivo da manobra é conseguir limitar os fluxos de "bypass" (perdas) em todas as fases do voo. Este sistema é denominado ACC, para Active Clearance Control, e precedido por LPT ou HPT (Low Pressure Turbine Active Clearance Control e High Pressure Turbine Active Clearance Control). A distinção é importante porque o gerenciamento de fluxo não é o mesmo para as duas turbinas.
Em um motor turbojato de duplo fluxo, o circuito de ar externo desempenha várias funções no próprio motor e na aeronave.
O ar é geralmente retirado do compressor HP e pode ser usado:
Certos acessórios, que sofrem aquecimento significativo, são resfriados pela circulação de ar e a nacela do motor é ventilada a partir do fluxo secundário ou do ar externo.
A lubrificação consiste em garantir o estabelecimento e renovação da película de óleo nas peças que necessitam de lubrificação, como os mancais, bem como a evacuação do calor. Os óleos usados dependem das condições de carga e temperatura e atualmente são principalmente de origem sintética por causa de sua maior faixa de temperatura e sua vida útil mais longa do que os óleos de origem mineral.
O circuito de óleo desempenha as funções de:
A função inicial deve garantir:
Esta função consiste em girar o conjunto rotativo do gerador de gás para que o compressor possa abastecer de ar a câmara de combustão. O torque (C) necessário para o acionamento depende da velocidade de rotação e da temperatura. No início, ele cresce fortemente e diminui quando ocorre a ignição e a máquina acelera. A partir de uma determinada velocidade, esse torque torna-se zero e o motor é considerado autônomo.
Abastecimento de combustívelEsta função controla o fornecimento de energia para os injetores principal e de partida. Os injetores de partida permitem que a chama se propague e acenda o combustível pulverizado pelos injetores principais. O combustível é fornecido sob pressão por meio de uma bomba e a vazão necessária para a partida é determinada por um medidor específico.
IgniçãoEsta função permite acender a mistura de combustível com faíscas produzidas por velas de alta tensão.
Iniciar o cicloEste ciclo é caracterizado pela evolução dos parâmetros:
A sequência de inicialização é realizada por uma função específica dedicada do motor turbojato.
Re-ignição Em vôoO procedimento de religação em vôo é diferente da ignição em solo porque o lançamento já foi realizado.
Este procedimento de re-ignição é baseado no fenômeno denominado "moinho de vento". De fato, quando se diz que o motor está "parado", ele não produz mais empuxo, mas a velocidade relativa do avião força o ar a circular no motor. Essas correntes de ar são suficientes para criar uma rotação dos elementos rotativos do motor.
Conforme mencionado anteriormente, as condições de partida do motor são bastante restritivas (temperatura, velocidade de rotação, densidade da mistura, etc.), portanto, nesta configuração de reignição é necessário estar dentro de uma certa faixa de velocidade (então correlacionada com a velocidade do motor ) e altitude (densidade do ar).
No chãoReavivar um motor no solo também requer atenção especial. O principal risco gerado por tal operação é o "Bloqueio do Rotor". Este fenômeno afeta as turbinas, principalmente a turbina de baixa pressão. Quando a turbina esfria, as peças esfriam em velocidades diferentes (dependendo de sua massa e inércia térmica). A carcaça mais fina esfria mais rápido do que o rotor e, portanto, retrai mais rápido, enquanto o rotor permanece expandido. A carcaça então prenderá e bloqueará o rotor. Se o motor for reiniciado neste momento, alguns estágios da turbina podem permanecer bloqueados. Esta pequena falha pode ser corrigida desligando o motor e ligando-o novamente. O ar quente que passou pelo motor neste momento é suficiente para expandir o cárter e liberar o rotor.
Para evitar o "bloqueio do rotor", deve-se respeitar um tempo de resfriamento entre duas partidas. No entanto, essa duração é complexa de determinar porque depende de muitos parâmetros (temperatura ambiente, ciclo sofrido pelo motor antes da extinção, desgaste de abrasivos, etc.).
VentilaçãoÀs vezes é necessário no solo e no contexto de testes ou procedimentos especiais para lançar o acoplamento compressor-turbina sem ignição e com ou sem injeção de combustível.
Ventilação a seco pode ser usada:
A ventilação úmida pode ser usada após o teste de armazenamento do motor antes da instalação sob a asa.
O controle de um motor turbo-jato pelo piloto é realizado por um meio simples, em geral um único controle denominado alavanca do acelerador. O objetivo é obter, para uma determinada posição da alavanca do acelerador, o desempenho de empuxo adequado às condições de vôo. A pressão, a temperatura e a velocidade do ar admitidas no motor variando constantemente com a altitude e a velocidade de voo, foi necessário interpor entre o comando do piloto e o motor um sistema de regulação.
As posições características da alavanca do acelerador para um turbojato civil são:
Sabe-se que o empuxo é função do fluxo de ar que entra no motor turbojato e da velocidade de ejeção de sua saída. Podemos dizer, em uma primeira aproximação, que o fluxo de ar é proporcional à velocidade de rotação e que a velocidade de ejeção é proporcional à temperatura em frente à turbina.
Consequentemente, controlar o impulso equivale a controlar:
O objetivo da função de controle também é:
Esta função é realizada a partir de medições feitas em parâmetros como:
medição de vibração do rolamento é essencial em termos de monitoramento para segurança de vôo
Regulamento FunçãoO principal objetivo da função de regulação é manter automaticamente o motor turbojato dentro de determinados limites de velocidade de rotação e temperatura da turbina.
Esta regulação atua no único parâmetro físico geralmente disponível: o fluxo de combustível injetado na câmara de combustão.
ConstituiçãoO sistema de regulação é composto por diversos equipamentos que devem realizar as seguintes funções:
Este equipamento é constituído pelo circuito de combustível, pelos comandos das peças móveis (bocal, válvulas de descarga, estatores variáveis, etc.), pelo circuito eléctrico, pelos diversos sensores e pelo computador de regulação.
OperaçãoA regulagem na operação estabilizada de um turbojato mantém uma velocidade de rotação e uma temperatura ótima na frente da turbina de forma que o empuxo correspondente à posição da alavanca selecionada seja fornecida independentemente das perturbações externas. Ele mantém automaticamente o ponto de operação correspondente, otimizando o torque (fluxo de combustível; seção do bico) e, ao mesmo tempo, garante o gerenciamento das limitações operacionais da máquina.
Sendo a regulação direta da temperatura na frente da turbina muito delicada, optamos por regular os parâmetros do motor representativos desta temperatura:
Para atuar sobre esses parâmetros e controlá-los, estão disponíveis meios chamados [parâmetros reguladores] em número variável dependendo do tipo de turbojato:
Leis operacionais inalteráveis específicas para cada tipo de turbojato vinculam esses diferentes parâmetros e permitem que a regulação mantenha estável o ponto de operação do motor correspondente ao empuxo escolhido pelo piloto.
As leis de funcionamento do motor são as relações que permitem conhecer as variações dos parâmetros ajustados ou regulados (aqueles a serem controlados) quando os parâmetros de ajuste variam. Essas leis do motor são características intrínsecas do motor e são variáveis com as condições de voo e o valor dos parâmetros reguladores. Eles não devem ser confundidos com leis regulatórias.
Por exemplo, para um reator de bico fixo, sem estatores variáveis ou sem válvulas de alívio, e para uma determinada condição de voo:
Por este exemplo simples vemos que a regulação de um turbojato será a integração de suas características intrínsecas em um sistema mais global levando em consideração os elementos externos.
Para definir o ponto de operação do motor, devemos atuar sobre os parâmetros de regulação através de uma função de regulação que pode ser:
Existem dois modos principais que podem ser associados e quais são os modos:
Este tipo de regulação é estável, mas não muito preciso, porque as perturbações reais são frequentemente diferentes, ou mesmo muito diferentes, das condições atualmente programadas. O conjunto de parâmetros nem sempre terá o valor desejado e isso zera definitivamente este tipo de regulagem para garantir a estabilidade do ponto de operação de acordo com as condições externas.
Por exemplo, se em uma dada altitude uma posição da alavanca fixa um valor de fluxo de combustível que por sua vez definirá um valor de velocidade e a altitude muda sem que o regulamento seja informado, haverá uma diferença entre a velocidade real e o regime que deveria ter.
Por outro lado, em condições transitórias, onde as limitações são passíveis de serem atingidas, é preferível utilizar um programa que integre todas as paradas, levando em consideração as diferenças entre os motores e o envelhecimento das peças com vida útil limitada.
Por exemplo, para um lutador a bordo, o tempo para estabelecer o empuxo máximo é muitas vezes tão importante quanto o próprio nível de empuxo, porque em caso de falha na aterrissagem, a volta deve ser feita em total segurança sem o motor. uma perda de energia devido ao bombeamento ou extinção de ricos.
Regulação em loopO princípio do controle de loop é detectar a diferença entre o valor de saída e o ponto de ajuste de entrada e então usar essa diferença para controlar um ou mais parâmetros de controle. Este tipo de regulação permite superar as variações externas, mas tem a desvantagem de ser instável. Esta instabilidade está ligada aos tempos de resposta das transmissões e ao ganho da malha, ou seja, à relação entre a variação de saída e a variação de entrada.
O desempenho do loop será o do conjunto regulação + motor, este último com ganhos e tempos de resposta próprios. Como as características do turbojato variam em proporções muito grandes em função das condições de vôo (Mach, Altitude), para manter uma boa resposta geral independente das condições externas, as características do governador também devem variar. Isso é o que complica a regulamentação dos turbojatos em comparação com a regulamentação dos processos industriais.
Regimes regulatóriosA utilização do turbojato consiste em mantê-lo em operação estabilizada para cada condição de vôo e fazê-lo operar em um estado transiente entre dois estados estáveis. Isso mostra a necessidade de fornecer dois modos principais de regulação:
Outras funções também são gerenciadas pelo sistema de regulação:
O ponto de operação estabilizado de um motor está em uma linha particular no campo do compressor, mas quando o piloto solicita uma velocidade de compressor diferente usando seu acelerador, o regulamento deve:
Durante as variações de velocidade, o ponto de operação do compressor sai da linha de operação estabilizada do campo do compressor. Fisicamente, um aumento no combustível na câmara de combustão produz uma expansão excessiva do ar, resultando em um aumento repentino na taxa de compressão do compressor: o trabalho produzido pela turbina aumenta mais rápido do que o trabalho absorvido pelo compressor, o motor acelera . O inverso acontece quando há menos combustível, o motor desacelera.
A regulação do motor, portanto, fornece o combustível necessário em função da velocidade de rotação, da pressão e da temperatura em determinados pontos do turbojato.
Limitações e proibiçõesPara ir de um ponto de operação a outro, desvia-se da curva estabilizada inicial e esbarra nas limitações:
Para se proteger contra esses fenômenos perigosos, o regulamento tem uma limitação do fluxo de combustível:
Todos os reguladores são compostos por um sistema dedicado ao cálculo das leis e outro à sua execução (fluxo de combustível e geometria variável). Se desde os primeiros turbojatos a parte de execução pouco mudou (o sistema "Regulador-Válvula Medidora" existia no ATAR101 SNECMA em 1949), uma evolução considerável foi realizada na parte de cálculo.
Até 1970 o cálculo das leis era realizado por sistemas hidromecânicos acionando alavancas, cames, cápsulas aneróides, servomotores, redutores de pressão, etc.
A partir da década de 1970, a eletrônica apareceu gradualmente, era a era dos sistemas de computação mistos com "baixa autoridade", onde as leis de regulação eram parcialmente executadas por funções eletrônicas analógicas com:
Em meados da década de 1980, com a evolução da tecnologia digital, surgiram os primeiros sistemas em que a eletrônica associada ao processamento de dados assumiu o controle total da função de cálculo que tratava não apenas das leis regulamentares, mas também das leis de proteção de motores, manutenção integrada e segurança operacional do motor inteiro.
As regulações que inicialmente eram hidromecânicas evoluíram no sentido de se misturarem com uma parte cada vez mais importante da eletrônica, passando a ser chamados de sistemas "Full Authority" e "redundantes", o que significa total autonomia para o funcionamento do sistema. Motor e detecção de falhas com reconfiguração sem intervenção piloto.
Evolução tecnológicaA regulagem do motor ATAR9C SNECMA totalmente hidromecânico com óleo fluido precede a do motor ATAR9K50 SNECMA , que é equipado com um sistema de vazamento variável controlado por um motor elétrico que controla a regulagem hidromecânica do bico. Nos motores Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde foi instalado o primeiro sistema analógico de regulação.
O motor SNECMA M53-5 foi equipado com a regulação "Full Authority Analogue" e o motor SNECMA M53-P2 foi equipado com a regulação "Full Authority Digital".
Desde meados da década de 1980, a regulamentação do Digital Full Authority Redundant começou a equipar o Pratt & Whitney PW2000 e o CFMI / CFM56-A . Esse sistema se espalhou por aeronaves comerciais de todos os tamanhos. Este também é o caso de todas as aeronaves militares recentes.
Regulando a dieta MetaO objetivo de regular este parâmetro do motor é evitar regimes de excesso de velocidade e subvelocidade, permitindo o controle preciso do nível de empuxo desejado.
HistóricoOs primeiros regulamentos funcionavam com o mesmo princípio que os reguladores de esfera das primeiras máquinas a vapor. A deformação do paralelogramo, em função da velocidade, foi utilizada para atuar no fluxo de combustível. Uma ação no controle do acelerador que permite fornecer um novo setpoint de velocidade modificando o ponto de equilíbrio do paralelogramo.
As desvantagens desse tipo de regulamentação eram duas:
Inicialmente, essas desvantagens foram eliminadas corrigindo o ganho da cadeia de retorno integrando cápsulas barométricas e amortecedores mecânicos a fim de manter um forte ganho no feedback. Este tipo de regulação foi aplicado aos motores Marboré da Turbomeca instalados nas aeronaves Fouga. Apesar dessas correções, variações rápidas na posição da alavanca foram proibidas acima de 4.600 m , a fim de evitar os inconvenientes descritos acima.
Por outro lado, este sistema permite a regulagem sem manete de aceleração. Este processo é usado no TURMO IIIC4 da Turbomeca equipando o SA330 Puma. Sendo a velocidade do rotor (NR) desejada constante, a velocidade de rotação da turbina (ligada mecanicamente ao rotor) permite detectar uma variação da NR após uma variação do comando coletivo de passo. A velocidade de rotação da turbina (NTL) é aplicada a um sistema de dosagem do alimentador que modifica o Qc (fluxo de combustível) para manter o NTL constante e, portanto, o NR constante. Este sistema induz uma regulação a posteriori . Se o piloto altera o equilíbrio Potência do motor fornecida / Potência absorvida pelo rotor, a velocidade do rotor muda, o regulamento detecta essa variação e corrige o fluxo de combustível para encontrar o NR desejado. Essa regulação é bastante suave e sempre por padrão: quando o NR cai, o Qc é aumentado, mas não o suficiente para recuperar o NR original. Por outro lado, se o Nr aumenta, o Qc é reduzido, mas o novo Nr regulado será maior do que o antigo. Este sistema já se provou e ainda está em uso porque goza de grande simplicidade e, portanto, grande confiabilidade, independente de qualquer fonte elétrica.
Em segundo lugar, o parâmetro controlado não era mais o fluxo de combustível, mas a riqueza da mistura ar-combustível para eliminar a influência da pressão e, portanto, da altitude. Essa regulação exigiu um mecanismo mais complexo que possibilitou a integração de altos e baixos na variação da riqueza, a fim de eliminar as limitações na velocidade da alavanca. Os motores ATAR SNECMA foram os primeiros a serem equipados com este sistema mais eficiente.
O conhecimento aproximado do parâmetro de riqueza do fluxo de combustível e da pressão é melhorado pela introdução do parâmetro de Temperatura, então as condições de voo (altitude, pressão de impacto) são usadas na determinação das paradas superior e inferior da riqueza. Todas essas informações aparecem nos motores ATAR 9K50 SNECMA na forma elétrica.
Nos motores de dupla carroceria, apenas uma carroceria é regulada em velocidade, a outra segue: por exemplo no F404 em "SEC" é a carroceria HP que é controlada enquanto em "PC" é a carroceria LP
Regulagem do bicoPara chegar.
O pós-combustor, às vezes referido como reaquecimento, é um sistema usado em turbojatos que equipam aeronaves militares e algumas aeronaves civis supersônicas para aumentar a velocidade de ejeção do gás, o que leva a um aumento no empuxo, permitindo que o envelope de vôo seja alargado.
O princípio é injetar querosene - após a turbina , daí o termo “pós” - no fluxo de gás antes que ele saia da garganta do bocal do reator. A combustão deste abastecimento de combustível é realizada utilizando o oxigênio residual ainda presente após a combustão primária.
Papel da pós-combustãoEm um turbojato, o que limita a temperatura na câmara de combustão principal são os materiais que constituem o estágio da turbina. O empuxo fornecido pelo turbojato é proporcional à velocidade de ejeção na saída do bico, que por sua vez é limitada pela temperatura na saída da turbina. Para aumentar a velocidade de ejeção entre a saída da turbina e o bico de ejeção, o combustível é injetado na corrente de gás que ainda contém oxigênio devido à diluição para resfriamento no caso de motores de fluxo único ou pelo fato de que em motores de duplo fluxo o fluxo secundário não participou da combustão primária.
Esta fonte de alimentação adicional torna possível aumentar o envelope de vôo e permitir missões de interceptação. Certas possibilidades, como decolagem em pista curta ou liberação de combate aéreo, são possíveis graças a este equipamento. Este sistema de aquecimento equipou até agora apenas duas aeronaves civis, o franco-britânico Concorde e o russo Tupolev Tu-144 . Fica o fato de que, mesmo sendo necessária pelo limite metalúrgico da turbina, ela é usada apenas temporariamente, por ser grande consumidora de combustível e permanecer essencialmente prerrogativa das aeronaves de combate rápido.
Em geralPara ejetar um gás através de um bico, basta que sua pressão de geração a montante seja maior do que a estática externa a jusante. A velocidade de ejeção é uma função crescente da pressão de geração até um determinado valor da pressão a montante para a razão de pressão a jusante. Além disso, a velocidade de ejeção permanece constante.
O fluxo de massa e o fluxo de momento através do bico não têm limite e aumentam conforme a pressão de geração. O limite de velocidade de ejeção depende da temperatura do gás: quanto mais quente o gás, maior será a velocidade de ejeção.
Se a temperatura aumenta, para uma dada pressão geradora, a taxa de fluxo de massa ejetada diminui, mas o momento ejetado aumenta e, portanto, o impulso aumenta.
Como resultado, é possível aumentar o empuxo de um determinado turbojato caracterizado por uma pressão máxima gerando seu "SEC" cheio de gás pelo aquecimento do gás antes de sua ejeção.
Este reaquecimento é chamado de pós-combustão ou aquece e o ponto de operação do motor está em aceleração máxima "PC".
Particularidades BenefíciosÉ um meio tecnicamente simples, pois sem peças mecânicas móveis adicionais, o que o torna leve e livre das tensões térmicas a que as demais peças do motor estão sujeitas. Permite aumentar o empuxo [+ 50%] de um turbojato sem modificar seu tamanho ou o funcionamento de seu compressor. É um meio necessário para atingir os altos Machs quando o bico não pode ser permanentemente adaptado às características do voo.
DesvantagensPara os militares, o “PC” tem uma assinatura infravermelha significativa e aumenta claramente o consumo específico (CS em kg / (daN⋅h)) do motor. Para os civis, o ruído e a SC são as principais desvantagens.
Por fim, a aparente simplicidade mecânica não exclui a necessidade de se ter um bico com seção de gargalo variável, a fim de evitar um aumento da pressão de saída do compressor a montante do reaquecimento. Esse aumento de pressão, chamado de bloqueio térmico, pode fazer com que o compressor pare.
Impulso aumentadoPara um fluxo de gás D ejetado na velocidade Vs , a partir de um bico adequado com seção de pescoço Sc e seção de saída S, as fórmulas aerodinâmicas indicam que o número de Mach na saída do bico está estritamente ligado à razão das seções de pescoço e saída também como a razão (Cp / Cv) entre o calor específico do ar a pressão constante e o calor específico do ar a volume constante.
O empuxo é proporcional ao Mach na saída do bico e ao vTt (temperatura total do gás). Em um turbojato, com a vazão definida pelo compressor, se a geometria do bico for mantida constante, o empuxo torna-se dependente apenas da temperatura total do gás.
Obtemos então a fórmula simplificada F ˜ vTt
Exemplo: se Tt = 1000 K no PG seco e se Tt = 2000 K no PGpc, então a razão de empuxo entre o PGsec e o PGpc é v2 = 1,414
Aumento da velocidade do gásA conservação do caudal entre a entrada e a saída associada à expansão dos gases pelo seu aquecimento conduz a um aumento da velocidade na saída proporcional à relação de expansão se for tomado um duto cilíndrico e um fluxo subsónico.
É um sistema ( aviões de transporte , petroleiros , etc. ) que equipa certas aeronaves de combate, como o Panavia Tornado ou o Saab 37 Viggen, mas que se adapta principalmente a aeronaves civis comerciais equipadas com reatores. Este equipamento, que não é obrigatório neste tipo de aeronave, não é levado em consideração na certificação de uma aeronave.
Em aeronaves comerciais ou militares de grande porte, é um sistema que visa desviar o impulso para a frente, a fim de reduzir a distância de parada durante as fases de pouso, ao mesmo tempo em que alivia o sistema de frenagem principal.
PrincípioO reversor de empuxo é um dispositivo que consiste em introduzir um obstáculo no fluxo a fim de desviar uma porção na direção de rolamento e, assim, criar uma pressão negativa que tende a desacelerar a unidade na fase de rolamento que segue o pouso do pouso marcha a fim de reduzir as distâncias de frenagem durante a aterrissagem . Em motores de duplo fluxo, a reversão pode ser feita em ambos os fluxos, sendo o contra-impulso obtido a diferença entre o impulso negativo obtido no fluxo secundário e o impulso do fluxo primário.
Normalmente, apenas o fluxo secundário é desviado pelos dispositivos de reversão.
TecnologiaVários tipos de inversores são usados, como:
O inversor só pode ser acionado quando a aeronave estiver no solo e sistemas de segurança redundantes evitam que ele seja aberto ou acionado em vôo.
O reversor é controlado por alavancas específicas instaladas no controle do acelerador.
Especificidade das aeronaves militares mais eficientes, em particular interceptores , o bico do jato é estendido por um dispositivo dirigível que permite desviar o jato e, portanto, a direção do impulso para aumentar a manobrabilidade da aeronave. Geralmente falamos de empuxo bidimensional (respectivamente tridimensional) quando o empuxo é dirigido em um (respectivamente dois) plano direcional. Além deste aspecto, também possibilita a movimentação em ambientes onde os ailerons e as superfícies de controle são desnecessários, ou seja, em altitudes muito elevadas onde o ar é rarefeito .
Este dispositivo é usado em particular com protótipos Sukhoï russos ( SU-37 , MiG 1.44 e MiG-29 OVT ) e caças americanos ( F-22 , F / B-22 Concept e JSF ). O desenvolvimento mais recente (2005) é o Rockwell-MBB X-31 . O empuxo também pode ser desviado em direção ao solo para permitir decolagens e pousos verticais, como no Harrier , no F-35 e no Yak-141 .
A denominação nacela identifica todas as capas que circundam o motor e sua suspensão na asa ou fuselagem do avião.
As principais funções de uma nacela são:
Os turbojatos geralmente requerem a ajuda de um motor auxiliar para serem acionados, o GAP ( Auxiliary Power Unit ) ou APU ( Auxiliary Power Unit ). É um pequeno motor de turbina, muitas vezes derivado de uma turbomáquina de helicóptero e localizado na fuselagem da aeronave, muitas vezes na parte traseira, que fornece o ar comprimido para alimentar os motores de arranque pneumáticos dos turbojatos, também. Do que a energia elétrica antes das partidas. . O GAP às vezes pode ser usado para geração hidráulica, em caso de emergência.
O GAP é iniciado pela (s) bateria (s) elétrica (s) da aeronave ou por uma unidade de alimentação externa. O GAP também pode ser utilizado como gerador elétrico de emergência, quando todos os geradores e alternadores dos turbojatos ou motores turboélice estiverem inoperantes. Testes recentes foram realizados com sucesso com células a combustível de hidrogênio como GAP. Esses dispositivos são mais leves e não requerem entrada de ar, mas são mais caros.
Todas as atividades ligadas ao desenvolvimento de um turbojato e à sua certificação visam demonstrar que ao entrar em serviço irá cumprir as condições de qualidade e segurança impostas pelo cliente, neste caso o fabricante da aeronave. O aspecto da qualidade será abordado pelos testes de desenvolvimento, enquanto os critérios relacionados à segurança serão avaliados durante os testes de certificação.
Os testes de desenvolvimento, que visam otimizar o desempenho e adquirir dados de engenharia, têm como foco principal:
Para garantir o desenvolvimento de um novo motor foi necessário na década de 2000:
O desenvolvimento e a fabricação de turbojatos usados para mover aeronaves devem atender aos requisitos de organizações como a DGAC (JAR-E) para a França ou a FAA (FAR33) para os Estados Unidos. Certos fabricantes, como a Safran Aircraft Engines para a França e a GE para os Estados Unidos, cooperam em motores comuns, o que os obriga a atender aos padrões mais restritivos em caso de desacordo.
A certificação ocorre em duas etapas principais:
O fabricante do motor assina contrato com o fabricante da aeronave na forma de especificações definindo e garantindo todos os dados técnicos do motor que será instalado na aeronave. Este contrato tem duas cláusulas fundamentais:
A capacidade do motor para atender aos requisitos específicos de empuxo e consumo é demonstrada por meio do programa de certificação da aeronave, cujas principais etapas para o motor são as seguintes:
As várias configurações do motor são estabelecidas para as velocidades operacionais (solo e vôo em marcha lenta, decolagem, subida, cruzeiro) e a solicitação de empuxo do fabricante da aeronave é realizada em todo o envelope de vôo e para cada versão da aeronave.
Este processo é feito em três etapas:
A avaliação do empuxo que o motor deverá fornecer é o resultado de um processo que se inicia no fabricante da aeronave com estudos de mercado que visam definir as necessidades das companhias aéreas em termos de tamanho, peso, alcance, etc. , e que conduzem à definição da classe de empuxo da unidade de propulsão.
O fabricante do motor oferece ao fabricante da aeronave um modelo matemático do motor que integra sua experiência industrial, os requisitos do cliente e o que a concorrência oferece. A partir deste modelo e após inúmeras revisões, o fabricante do motor e o fabricante da aeronave chegam a um acordo sobre uma especificação contratual que integra as garantias de empuxo e consumo específico.
Demonstração da capacidade do motor Testes de solo da nacela ATCCada motor de demonstração ( motor de conformidade ) é testado equipado com a mesma nacela ATC em uma bancada de teste aberta (ao ar livre) seguindo o mesmo procedimento que será realizado para motores de produção futuros:
esses testes servirão de base para estabelecer os limites de aceitação para motores de produção.
Testes de solo FTCOs motores de demonstração são testados com a nacela FTC seguindo o mesmo procedimento da nacela ATC. Os resultados do teste serão usados para:
O empuxo em vôo é calculado porque não sabemos como medi-lo e isso requer motores altamente instrumentados. O princípio é calcular a variação da quantidade de movimento do motor com base na equação de Euler.
Após ter determinado os coeficientes do bocal por meio de testes de modelo e determinado as correlações de pressão a montante e a jusante do motor a partir dos testes de solo com a nacela FTC , os testes de vôo continuam em nível estabilizado (Arrasto = Impulso) para diferentes velocidades.
A partir do cálculo do empuxo em vôo:
Os testes de voo permitem:
Esta etapa permite estabelecer os regimes de pilotagem em relação à garantia de empuxo que foi vendida ao fabricante da aeronave. Para tanto, sendo os motores de demonstração considerados como motores de série média (em desempenho), as características de empuxo / velocidade resultantes dos ensaios de voo permitem tal.
Essas características médias incluem:
O SFC representa o consumo de combustível por unidade de empuxo e é usado para avaliar a eficiência do motor. Este é um critério de projeto muito importante e um motor é projetado com o objetivo de otimizar este parâmetro para as condições de voo mais comuns, geralmente de cruzeiro, ou seja, para uma altitude de 12.200 m e Mach 0,8.
A fórmula para consumo específico é:
Relação entre SFC e intervalo específicoO critério S / R permite correlacionar o consumo de combustível do motor com a velocidade do ar do avião, de forma a permitir uma correspondência entre o empuxo do motor e a velocidade do avião.
A fórmula para S / R é:
A partir da definição de SFC , podemos deduzir que
A finura do avião é
Sabendo que, no caso de voo estabilizado:
deduzimos que a finura do plano é então:
podemos deduzir
e
seja com peso constante e velocidade do avião, um aumento no SFC resulta em uma redução da mesma ordem de S / R
TecnologiaPara motores com uma alta razão de diluição, as características do ciclo termodinâmico que afetam o SFC são:
Obviamente, a eficiência de cada componente (compressores, câmara de combustão, turbinas, etc.) também afeta o SFC .
Garantia SFCA estimativa inicial dos níveis de SFC de um novo motor é baseada em um modelo teórico que integra a experiência do fabricante do motor em modelos já online. O nível de garantia firmado com o fabricante da aeronave é o culminar de inúmeras iterações que integram as ofertas da competição. O nível de garantia vendido pelo fabricante do motor é então usado pelo fabricante da aeronave para estabelecer o desempenho da aeronave oferecida às companhias aéreas.
Tal como acontece com o impulso, a demonstração das garantias SFC é realizada durante o programa de certificação da aeronave motorizada com os motores de demonstração. Os resultados dos testes de voo (cálculo de impulso e medição do fluxo de combustível) são usados para calcular o SFC e depois compará-lo aos níveis de garantia inicialmente vendidos.
O fabricante do motor e o fabricante da aeronave concordam com o nível de desempenho do motor que determinará:
O parâmetro EQUIVALENT SPEC é utilizado para calcular as penalidades financeiras que o fabricante do motor deverá dar ao fabricante da aeronave em caso de falta de garantias no SFC . Duas possibilidades:
O novo nível SFC é determinado a partir da média dos motores de demonstração dos quais o déficit medido em vôo é subtraído. Em seguida, é calculado o parâmetro EQUIVALENT SPEC, que é a transposição para o solo da situação dos motores em relação à garantia inicial em vôo.
A produção de motores em série é sancionada por um teste de aceitação definido em documentos acordados com as autoridades (FAA, DGAC, etc.) e os fabricantes de aeronaves. Esses documentos tratam de aspectos de segurança e segurança operacional por um lado e, por outro lado, descrevem o teste de aceitação em grande detalhe, bem como os limites de aceitação.
Este teste, que permite validar todas as versões do motor de uma só vez, entregue apenas na sua versão de venda, inclui duas fases principais:
O desempenho do motor em teste não é diretamente comparável porque depende de:
Para sancionar o desempenho de um motor, é essencial trazê-lo de volta às condições operacionais conhecidas. O método usado é:
Essas correções são aplicadas a parâmetros contratuais, como:
As flutuações no desempenho do motor na bancada de teste têm várias origens e são distribuídas aproximadamente como segue em uma variação de 100%:
Essa correção permite trazer o valor dos parâmetros de empuxo e fluxo de combustível do motor em teste para as condições de pressão ambiente padrão 1.013,25 hPa , a fim de compará-los com os limites contratuais vendidos ao fabricante da aeronave.
Correção de temperatura ambienteEsta correção afeta a velocidade de rotação, temperatura EGT e parâmetros de fluxo de combustível por coeficientes calculados a partir de um modelo teórico do motor e sua regulação, cujas condições de temperatura ambiente são variadas ao longo de toda a faixa de temperaturas prováveis de ocorrer. teste de aceitação.
A qualidade destes coeficientes e, portanto, das correções efetuadas depende intimamente da representatividade do modelo (motor + regulação) utilizado para a sua determinação. A modelagem do desenrolamento do FAN de acordo com a velocidade da carroceria LP e os sistemas variáveis acionados pela regulagem são decisivos na obtenção de um modelo teórico (motor + regulagem) de alta qualidade.
Correção de umidadeA presença de vapor d'água no ar altera o desempenho do motor devido à diferença de calor específico entre o ar seco e o ar carregado com vapor d'água, o que requer correção de desempenho no dia do teste. ar seco.
As correções a serem aplicadas aos parâmetros de empuxo, velocidade, fluxo de combustível e EGT são determinadas a partir de um modelo de motor cujo teor de vapor d'água é variado, de 0% à saturação, mantendo a temperatura de entrada e a potência do motor constantes. Por varreduras sucessivas dos vários pontos de velocidade do motor e temperatura de entrada que podem ser encontrados em testes reais, são determinados os vários fatores de correção que serão feitos nos parâmetros do motor em função do nível de umidade que será medido durante o teste. ' teste real.
Correção de condensaçãoDependendo da temperatura ambiente e do grau de umidade no dia do teste do motor, a manga de entrada pode ser o local de condensação quando localmente a pressão parcial do vapor d'água torna-se mais baixa do que a pressão. Vapor saturado: o fenômeno é exotérmico , a água cede o calor e, portanto, o ar ambiente vê seu aumento de temperatura. Ao entrar no VENTILADOR, ocorre compressão, portanto, aumento da temperatura e evaporação, que retira energia do motor. Esta retirada de energia deve ser compensada por medidas corretivas que se referem apenas à dieta do corpo do BP .
Correção de bancada de testeOs testes de motor realizados perto de áreas habitadas geram poluição sonora da mesma ordem que as áreas de aproximação de aeroportos. A legislação que impõe um forte limite à poluição sonora obriga os fabricantes de motores a jato a realizar seus testes em uma bancada fechada. O ruído é então limitado pela sua configuração aerodinâmica que canaliza os fluxos de entrada e de ejecção do ar através de túneis equipados com tratamentos acústicos das paredes e com configurações verticais de entrada e saída. Infelizmente, o empuxo do motor não é mais exatamente o mesmo que em uma bancada de teste ao ar livre para um fluxo de combustível idêntico porque o fluxo de ar adicional a ser treinado, ligado ao efeito venturi do coletor de gás da chaminé de escapamento, demanda energia do motor e o resultado final devem ser corrigidos por cálculo para obter o impulso real do motor. As correções realizadas são da ordem de 3% a 10% dependendo das instalações.
As taxas de fluxo de ar na entrada do motor podem variar de 80 kg / s para motores militares a 1.600 kg / s para motores subsônicos de alto empuxo, o que gera taxas de fluxo induzido muito variáveis dependendo dos testes.
Um fator corretivo é então determinado para cada bancada de teste fechada, avaliando os desvios de desempenho dados com uma bancada de teste ao ar livre usando os motores de referência usados em todos os testes de certificação. Esse fator corretivo é então aplicado para cada motor de produção passado para a bancada de testes fechada. A fase de teste para determinar esse fator corretivo é chamada de "correlação de bancada". Esta fase de correlação só é obrigatória no caso de a aerodinâmica interna da bancada de teste ser modificada significativamente.
Correção da instrumentação de testeAs instalações de medição e controle de teste induzem desvios na resposta do motor e devem ser corrigidos nos resultados finais para atingir o desempenho real do motor. Os fatores corretivos a serem aplicados aos resultados do teste são determinados por cálculo a partir de um modelo de motor cuja operação é simulada com e sem instrumentação.
Correlação de naceleAs nacelas usadas para os testes de produção devem ser comparadas com aquelas usadas para os testes de solo dos motores de demonstração usados para os testes de certificação. Os desvios observados como resultado dos testes realizados resultam comparativamente em fatores corretivos que são aplicados aos resultados dos testes de cada motor de produção.
Desvio de desempenho das bancadas de testePara determinar um desvio lento das instalações de teste, um coeficiente de monitoramento é determinado envolvendo as temperaturas de entrada e saída da bancada, bem como o combustível consumido durante o teste. Em seguida, estabelecemos a quantidade de trabalho fornecido e, se for estável, significa que a bancada de teste não evolui.
Cálculos de velocidade de referênciaUma vez feitas todas as correções de instalação, os parâmetros contratuais do motor devem ser ajustados para cada ponto de teste em relação à velocidade BP contratual vendida ao fabricante da aeronave. As tabelas de interpolação estabelecidas durante os testes de solo dos motores de demonstração durante a fase de certificação são então utilizadas.
Os parâmetros em questão são empuxo, fluxo de combustível, temperatura EGT e velocidade HP para corpos duplos.
Cálculos de empuxo de referênciaO princípio é o mesmo que para retornar à velocidade de referência, mas apenas o fluxo de combustível está em causa (útil para calcular o SFC)
Condução de um teste de motor Cronologia de operaçõesAs operações que devem ser realizadas para colocar um motor na bancada de testes são as seguintes em ordem cronológica:
Durante o teste do motor, o pessoal responsável deve:
Em caso de anomalia, o motor não é entregue ao cliente e vai para uma rede de hospital para ser avaliado; o retorno aos testes de produção será feito após o tratamento completo do problema.
Uma vez que o motor tenha sido vendido e recebido pelo operador, sua vida operacional começa e será pontuada por leves operações de manutenção preventiva e curativa sob a asa, bem como operações de manutenção pesada na oficina para permitir um período de uso. De vários décadas.
Aqui estão algumas definições sobre alguns conceitos relacionados à operação do motor
Eficiências e custos
A eficiência combina a qualidade intrínseca do material e o custo de propriedade que inclui:
Proteção e segurança
Segurança expressa a capacidade do equipamento de garantir sua operação nominal. Segurança é a capacidade do equipamento de não causar danos às pessoas.
Disponibilidade
Disponibilidade (D) expressa o fato de um equipamento ser capaz, em um determinado momento, de realizar todas as funções para as quais foi projetado.
É feita uma distinção entre disponibilidade aparente e disponibilidade real. Como o controle total de disponibilidade geralmente não é possível, apenas a disponibilidade aparente está acessível.
A disponibilidade pode ser avaliada considerando a média dos tempos de bom funcionamento (MTBF: Tempo Médio Entre Falhas) e a média dos tempos necessários para reparos (MTTR: Tempo Médio de Reparo).
A disponibilidade pode, portanto, ser obtida por meio da confiabilidade e dos meios implementados para reparar o equipamento.
Confiabilidade
Confiabilidade é a capacidade de uma peça do equipamento de executar uma determinada função sob determinadas condições por um determinado período. Esta é, portanto, a probabilidade de operação sem problemas. Para defini-lo, é feita uma distinção entre a taxa de dano L (Lambda) e o MTBF (Tempo médio entre falhas).
A taxa de dano L é a porcentagem de amostras da população N com falha durante a unidade de tempo x.
com N1 = Amostras no tempo t e N2 = Amostras no tempo (t + x)
MTBF é o inverso da taxa de danos:
A confiabilidade geralmente é expressa em número de falhas por hora, por exemplo 1,10-6, o que significa que a falha ocorre após 1 milhão de horas de operação.
A taxa de danos do equipamento muda ao longo do tempo, seja para componentes mecânicos ou eletrônicos, de acordo com três períodos distintos:
Capacidade de Manutenção
A capacidade de manutenção é a capacidade do equipamento de ser mantido em funcionamento. Os componentes de manutenção (operação, confiabilidade, desmontagem, testabilidade, etc.) são geralmente determinados durante a fase de projeto do equipamento.
Manutenção
A manutenção pode ser definida como todos os meios e ações necessárias para "manter" o equipamento em serviço.
A remoção de um motor, módulo ou acessório principal pode ser justificada por 3 limitações:
Potencial
O potencial entre revisões (TBO = Tempo entre Revisão) é o período de uso permitido antes que uma revisão geral seja necessária em um motor, módulo ou acessório principal.
O potencial de um motor ou módulo é determinado com base em testes de suporte e experiência. É geralmente expresso em horas de funcionamento, mas também em anos para os potenciais de calendário existentes para esses mesmos elementos.
O potencial pode ser objeto de um programa de extensão baseado na experiência dos motores ao chegar ao fim do potencial.
Limites do calendário
Este é o tempo máximo disponível após o retorno ao serviço em uma aeronave após uma revisão geral ou grande reparo.
Limites de uso
Para determinados elementos (por exemplo: Rolamentos ou pinhões), existe um limite de uso expresso em horas ou ciclo independente do potencial do motor.
Contador potencial
Em alguns motores equipados com um computador de controle e monitoramento, uma função de contagem potencial está disponível.
Esta função leva em consideração as rotações do motor e a temperatura da turbina durante a operação sob a asa para calcular as taxas de fadiga nos conjuntos rotativos.
Vida útil limitada
Certos componentes do motor têm um período permitido de uso antes de serem retirados de serviço.
Esta vida útil é determinada por cálculos e testes de suporte. É expresso em número de horas de funcionamento e em ciclos (1 ciclo = 1 arranque, 1 arranque, 1 paragem).
Boletins de serviço
Todas as modificações feitas no equipamento são classificadas de acordo com os métodos de aplicação e o grau de urgência. Essas alterações podem ser opcionais, recomendadas ou obrigatórias.
Qualquer modificação está sujeita a boletins de serviço emitidos pelo fabricante e homologados pelos Serviços Oficiais de Aeronáutica.
Em operação, os procedimentos de direção e gerenciamento de empuxo do motor são implementados pelas companhias aéreas com base nas recomendações dos fabricantes, a fim de permitir uma degradação mínima do desempenho de modo que as operações de manutenção a serem implementadas sejam minimizadas ao longo de um período de tempo.
O monitoramento em tempo real do desempenho do motor é garantido pelo processamento dos dados enviados pela aeronave durante cada um de seus voos.
Um certo número de limitações, algumas das quais são específicas para cada tipo de motor, requerem monitoramento operacional e a substituição de certas peças com uma vida útil limitada.
Procedimentos de conduçãoOs procedimentos de operação do motor são definidos pela documentação oficial (manual do usuário, manual de vôo, etc.). É feita uma distinção entre os chamados procedimentos normais de condução e procedimentos de emergência.
Eles definem as ações de condução para as diferentes fases de operação: partida, energização, condução em vôo, desligamento do motor, religação, ventilação, etc. Nas fases do ciclo em que a potência exigida do motor é a maior que possui ênfase na gestão conforme necessário por razões econômicas. O procedimento de redução de impulso de decolagem foi desenvolvido e é usado consistentemente sempre que possível.
Definem as ações de condução em condições excepcionais: desligamento do motor em voo, falhas no sistema, incêndio, etc., permitindo manter a máxima segurança para os passageiros em modo de operação degradado.
Redução de impulso na decolagem IntroduçãoTodas as aeronaves de transporte comercial são construídas com um motor com margem de empuxo excedente para atender aos requisitos de certificação. O fabricante da aeronave e o fabricante do motor produzem um conjunto de aeronave mais motor para as condições mais severas (carga máxima, dia quente, altitude elevada, etc.) que podem ser encontradas nas missões que lhe serão atribuídas.
Portanto, na maioria das condições de uso do avião, há uma grande reserva de empuxo que não é útil usar. A reserva de empuxo não usada durante a decolagem é chamada DERATE e é mais frequentemente expressa em% do empuxo máximo que o motor pode fornecer.
Essa reserva pode atingir mais de 25% do empuxo máximo dependendo da combinação aeronave / motor e das condições de decolagem do dia.
Gestão operacional do impulsoOs motores se deterioram com o desgaste mecânico e os efeitos termodinâmicos resultantes afetam a eficiência e o fluxo de massa. Operar no empuxo máximo não tem impacto sobre o empuxo, mas contribui para reduzir significativamente a margem EGT. Isso tem consequências diretas na deterioração do desempenho do consumo de combustível e na vida sob as asas.
A partir dessas observações, os fabricantes desenvolveram prioritariamente o princípio de redução ou desclassificação do empuxo na fase de decolagem, princípio que consiste em usar apenas o nível de empuxo exigido pelas condições do dia, desde que a decolagem máxima carregar. não é alcançado.
A redução do empuxo útil na decolagem (ver subida para o nível de cruzeiro) também tem um impacto positivo na segurança do vôo, reduzindo a probabilidade de falha causada pelo desgaste prematuro do motor se ele for submetido com mais frequência a ciclos (decolagem, subir, cruzar, segurar, pousar) e com impulso máximo em certas fases do ciclo.
Durante a decolagemA decolagem de uma aeronave comercial segue um procedimento codificado cujas características tais como:
são levados em consideração ao ajustar os motores na decolagem. O empuxo máximo autorizado limitará o peso máximo de decolagem em condições extremas de temperatura e em condições mais favoráveis o empuxo máximo não será utilizado, sendo o comprimento da pista, neste caso, mais utilizado.
O conceito de decolagem com empuxo reduzido foi desenvolvido pelos fabricantes porque uma relação próxima entre a redução do empuxo ao nível estritamente necessário e os benefícios esperados em termos de vida sob a asa foi demonstrada estatisticamente em uma frota. Grande número de motores . Também pareceu que isso teve um impacto positivo nos custos de manutenção.
Os seguintes aspectos e conceitos permitem construir os procedimentos operacionais que visam atingir este objetivo econômico:
A temperatura EGT (Exhaust Gas Temperature) é a temperatura de entrada da turbina ou a imagem dela porque, devido às temperaturas muito altas, as sondas são frequentemente colocadas a jusante em uma zona mais fria.
A margem de decolagem EGT é a diferença entre o valor máximo certificado e o valor mais alto que o motor pode atingir durante uma tomada de força máxima com base nas condições de pressão e temperatura do dia. Essa diferença, que é significativa para um motor no início de sua vida, tende a ser bastante reduzida até atingir um limite que exige a remoção e a ida à oficina para trabalhar nas partes quentes.
A taxa de deterioração deste parâmetro determina o tempo de operação sob a asa e, portanto, o custo horário para a empresa.
A regulação de certos motores torna possível manter um empuxo constante na decolagem ao longo de uma faixa de temperatura ambiente ao mesmo tempo em que há um aumento na temperatura EGT e isso até uma temperatura ambiente do ar limite além da qual o empuxo diminui enquanto a temperatura EGT é mantida constante.
O empuxo máximo de um motor é uma característica que lhe é específica, mas que, no entanto, depende das condições do dia (temperatura e pressão) e que é fornecida para uma temperatura EGT máxima que o gerador de gás não deve exceder sob pena de deterioração.
A utilização ou não das opções de ar condicionado (Bleeds) na decolagem tem efeito na temperatura do EGT. Usar esta opção na decolagem, que aumenta o consumo de combustível, faz com que a temperatura EGT suba para o mesmo empuxo solicitado.
Conceito de reduçãoO conceito de redução de impulso de decolagem pode ser alcançado por dois métodos:
Todas as peças do motor, bem como seus componentes, estão sujeitos aos níveis de tensão resultantes:
Isso resulta em fortes tensões mecânicas, térmicas e aerodinâmicas de dois tipos:
Nem todas as peças do motor estão sujeitas às mesmas restrições, portanto, o benefício de reduzir o empuxo não é o mesmo para cada uma delas.
LimitaçõesUm motor é projetado para operar dentro de certos limites determinados pelo fabricante: envelope de voo, velocidades, temperaturas, pressões, fatores de carga, tempo, etc.
O motor é projetado para operar em uma determinada faixa de pressão e temperatura externa correspondente às suas futuras missões operacionais.
A altitude de vôo determina a densidade do ar e, consequentemente, a vazão que entra no motor, vazão que influencia seu desempenho.
O aumento da velocidade do avião que tem por efeito aumentar a eficiência da propulsão do motor tende a reduzir o empuxo desde que seja insuficiente para causar um aumento do fluxo de ar de admissão pelo efeito da alimentação forçada.
A reativação em vôo após uma extinção só é possível sob certas condições de vôo (altitude, velocidade, etc.).
As velocidades das várias partes giratórias do motor estão sujeitas a limites de amplitude e duração, a fim de proteger a integridade da máquina e permitir uma vida sob a asa compatível com a operação.
Os limites são impostos pela resistência das partes quentes e, em particular, das pás da turbina. Pode haver vários limites: temperatura residual antes da partida, temperatura máxima durante a partida, temperaturas máximas em vôo, etc.
São representados pelos limites de pressão, temperatura e consumo; exemplos: pressão máxima do óleo, pressão mínima do óleo, temperatura máxima do óleo, temperatura mínima do óleo para iniciar, consumo máximo do óleo ...
Eles são geralmente representados pelos limites de temperatura mínimo e máximo e, em alguns casos, pelos limites de pressão ...
Limites de tensão do circuito, limites de consumo, limites de amostragem ...
Um certo número de limites está associado à partida do motor: faixa de partida, limites de parâmetros (temperaturas, velocidades, etc.) e limites de tempo (tempo de partida, tempo máximo de ventilação, tempo de estabilização antes de parar, tempo de rotação automática ao parar ... )
Limites de amostragem de ar, limites de vibração, limites de fator de carga ...
Mau funcionamentoDurante a operação, os turbojatos exibem um certo número de defeitos que podem comprometer mais ou menos seriamente a segurança do vôo. Essas operações anormais podem ser de vários tipos, ter diferentes causas e consequências mais ou menos importantes.
Os problemas que causam um funcionamento anormal podem ser fugas (ar, óleo, combustível), avarias no sistema e acessórios, fenómenos de cavitação nos circuitos de alta pressão. As causas podem ser humanas (manutenção), tecnológicas (degradação maior do que o esperado), externas (queda de raio, impacto).
As consequências variam desde o atraso na decolagem até o desligamento em vôo (decidido ou não pela tripulação). Obviamente, todas as medidas tomadas primeiro pelo fabricante e depois pelo operador contribuem para limitar bastante o número de avarias operacionais e limitar as consequências, de modo que a vida dos passageiros não seja colocada em risco.
Os vazamentosVazamentos de ar, combustível e óleo são uma das principais causas de falha do "motor":
A grande maioria dos vazamentos é causada por uma operação de manutenção que deu errado:
Os vazamentos ocorrem principalmente nas conexões ou como resultado da ruptura do tubo devido à fadiga por vibração ou desgaste por fricção.
Os vazamentos entre circuitos entre o combustível e o óleo têm consequências graves que podem levar ao incêndio do motor e à destruição de peças internas (por exemplo, o descontrole da turbina LP e a ruptura dos discos).
Falhas de sistemas e acessóriosPor projeto, falhas de sistema e acessórios geralmente levam à falha do motor sem danos secundários, ou mesmo sem impacto operacional.
Falhas dessa natureza são responsáveis por quase todos os atrasos e cancelamentos de voos e por uma grande proporção de paradas em voo (IFSDs).
Essas falhas são geralmente corrigidas sem remover o motor porque os componentes desses sistemas e acessórios podem ser trocados no motor sob a asa (Unidade Substituível em Linha).
Falhas no circuito de óleoO circuito de óleo é responsável pela maioria dos desligamentos de motores em vôo ordenados pela tripulação. Isso é manifestado por:
Existem várias causas:
Um defeito particular denominado "coque do circuito de óleo" tendo por origem uma degradação térmica do óleo leva à formação de depósitos mais ou menos espessos e em quantidade mais ou menos grande nas tubulações e bocais. Este fenômeno pode levar a uma falha do rolamento sem aviso prévio.
Avarias relacionadas com combustívelOs turbojatos são projetados e certificados para combustíveis que atendem às especificações civis (ASTM ou IATA) ou militares (MIL, AIR, etc.). Essas especificações limitam certas características físicas ou químicas, mas deixam outras sem restrições específicas.
Com isso, conclui-se que mesmo atendendo perfeitamente às mesmas especificações, os combustíveis podem apresentar diferenças de qualidade, podendo ocasionar mau funcionamento do motor.
Vemos que existe um número significativo de características físicas e químicas do combustível que têm impacto direto ou indireto no bom funcionamento do turbojato. Vejamos agora as avarias do motor associadas ao sistema de combustível e que têm consequências principalmente em:
Vemos que o uso de um combustível inadequado pode ser fonte de vários problemas de funcionamento que podem ter consequências na segurança do voo.
Falhas de motor reais ou suspeitasO sistema de partida é fonte de falhas reais que afetam a partida do motor e a manutenção de sua integridade desde as primeiras voltas de rotação. As causas mais comuns são:
Além dessas causas diretamente ligadas ao sistema de partida, há quebras de lâmina ou disco da turbina ligadas à rotação do conjunto em decorrência da fadiga acelerada em peças com vida limitada ou FOD.
O sistema de sangria de ar também é uma fonte de mau funcionamento do motor como resultado de:
O reversor de empuxo pode penalizar fortemente a segurança de vôo em certas fases por sua implantação intempestiva ou a perda de uma ou mais capotas móveis no final do curso de implantação após uma falha das paradas.
Certas supostas falhas após um alarme infundado e inverificável do piloto requerem um desligamento controlado do motor. Esta informação, que não possui manifestações sensíveis como vibrações ou incêndio do motor, exige que o piloto confie na instrumentação.
Os alarmes mais relevantes para a condução do motor são:
O desligamento do motor ordenado pelo piloto na sequência de uma indicação de mau alarme é uma forma de FALHA DO MOTOR, pois pode ter consequências na segurança do voo.
Interferência eletromagnéticaAs regulamentações eletrônicas são sensíveis aos campos eletromagnéticos, dependendo do espectro e da potência emitida. As duas principais fontes de emissão são raios e radiação artificial, como a de radares primários e transmissores de radiofrequência.
O relâmpago pode ter dois efeitos principais:
Emissões artificiais de radiação eletromagnética também podem interferir na fiação e nos computadores eletrônicos quando a proteção contra interferência está com defeito.
Contra emissões artificiais de radiação eletromagnética, as proteções fornecidas são suficientes se as blindagens forem eficazes e os sistemas forem robustos a alterações de dados.
Contra emissões naturais como raios que podem atingir altas potências, as proteções só podem ser físicas porque o pulso do raio, sendo muito curto, tem poucas chances de alterar as informações transmitidas pelos sistemas.
Finalmente, o risco é encontrar uma emissão de energia que exceda o nível considerado no projeto.
RelâmpagoOs intensos campos elétricos que se desenvolvem em nuvens do tipo cúmulonimbus são a causa de relâmpagos e raios quando os aviões passam por eles. Devido ao seu formato alongado, o avião amplifica o campo elétrico em suas pontas, a célula torna-se o local de uma diferença de potencial entre o nariz e a cauda que pode chegar a dezenas de milhões de volts. Quando as tensões de ignição são alcançadas, um primeiro arco elétrico começa do nariz do avião em direção à base da nuvem e algumas frações de segundo depois um segundo arco começa da cauda do avião em direção ao topo da nuvem.
Neste momento, uma corrente elétrica consistindo de breves pulsos de algumas dezenas de microssegundos e uma intensidade de várias centenas de milhares de amperes viaja através da fuselagem do lado de fora de sua pele. Estando o interior da cabine protegido pelo efeito Faraday da fuselagem metálica, os ocupantes só podem ver os efeitos luminosos da ionização do ar próximo.
A corrente elétrica pode, no entanto, ter efeitos diretos e indiretos na aeronave e nos motores. Os efeitos diretos são causados pela corrente permanente existente entre os pulsos de corrente enquanto os efeitos indiretos são causados pelos pulsos de corrente de altíssima intensidade.
Os efeitos diretos são danos mecânicos, como:
Os efeitos indiretos são distúrbios eletromagnéticos ligados ao fato de que a corrente elétrica pode ser comparada a uma antena que irradia dois campos perpendiculares entre si e na direção de sua propagação.
O campo eletromagnético gerado excitado pela corrente do raio que é de natureza pulsante se decompõe em um espectro de emissão de rádio de intensidade variável em proporção inversa às frequências o que explica as descargas parasitas nos receptores de ondas longas e a ausência de perturbação dos receptores de ondas curtas.
Esta emissão radioelétrica é capaz de induzir correntes parasitas no cabeamento elétrico se não forem suficientemente protegidos por blindagem adequada. Essas correntes parasitas podem ser a causa de falhas em sistemas de controle eletrônico.
Monitoramento da operação do motor em vooOs parâmetros operacionais do motor necessários para uma pilotagem segura são devolvidos à cabine, mas não se destinam a permitir a manutenção preditiva durante o voo ou após o término do voo.
Foi necessário desenvolver os meios técnicos para monitorar o mais de perto possível os desvios do motor em relação ao seu ponto médio de operação para as diferentes fases do voo (Decolagem, Subida, Cruzeiro, Descida).
Este modo de operação permitiu um aumento na capacidade de previsão de falhas potenciais, tornando possível interromper sua progressão para falhas reais.
As consequências imediatas desta forma de proceder foram um aumento da segurança de voo e uma optimização da vida sob a asa através de uma melhor gestão dos depósitos.
Objetivos e metodologiaOs principais objetivos do monitoramento do motor em operação sob a asa durante as operações comerciais são:
A metodologia é baseada em:
A eficiência do ciclo termodinâmico do gerador de gás de um turbojato diminui à medida que se deteriora durante o uso ou repentinamente durante uma avaria. Uma queda na eficiência associada ao desgaste resulta em um aumento no consumo de combustível e em um aumento na temperatura para a mesma rotação do motor ou para manter o empuxo idêntico.
A temperatura EGT reflete a taxa de degradação das partes quentes e seu monitoramento para cada motor sob a asa permite:
Os fatores que influenciam na deterioração da margem EGT são:
Os parâmetros monitorados durante o vôo vêm do sistema da aeronave e do motor. Eles são classificados em três categorias: obrigatórios, recomendados e opcionais.
Lista dos principais parâmetros registrados durante o voo:
Os parâmetros mais importantes relacionados às condições operacionais são:
Para obter variações nos parâmetros monitorados o menos poluídos possível pela operação do sistema motor-avião, foi necessário definir critérios de aquisição prévios.
Principalmente, esses critérios são:
Na aquisição automática, as seguintes condições devem ser mantidas por pelo menos 12 segundos:
Na aquisição manual, a estabilização das condições de cruzeiro é necessária por mais de 5 minutos
Critérios de aquisição na decolagemA decolagem é uma fase do vôo que impõe fortes restrições térmicas e mecânicas aos motores. É, além disso, uma fase transitória do voo com repercussões após a decolagem (por exemplo, os discos da turbina continuam a se expandir vários minutos após o retorno dos motores à potência reduzida) que exige na aquisição dos parâmetros tomar os seguintes cuidados:
O principal objetivo do monitoramento da operação em voo é antecipar a remoção do motor antes do início do voo ou identificar uma falha previsível em voo que não permitiria o fim da missão nas condições esperadas ou pior que poria em causa o segurança de vôo.
O princípio é comparar o desempenho medido em voo com o de uma base de dados que resume as características médias do tipo de motor considerado.
As diferenças observadas entre os dados de voo e os valores esperados permitem calcular os desvios na base de dados integrando as condições operacionais do voo (altitude, mach, TAT, efeitos de sangria do ar condicionado)
O monitoramento especial da pressão do óleo permite a detecção precoce de possíveis falhas nos rolamentos.
Este monitoramento também permite, no âmbito dos voos bimotores (ETOPS), determinar se as margens EGT e a velocidade do compressor no momento são suficientes para garantir as missões. Os desvios desses parâmetros permitem que os limites de cruzeiro sejam definidos.
Podemos distinguir três modos de manutenção:
A escolha de aplicar um ou outro desses modos a um ou mais elementos do motor resulta da análise preliminar das principais funções do motor, dos resultados obtidos nos estudos de confiabilidade, de testes particulares e também da experiência adquirida em vida operacional.
As operações de manutenção são descritas na documentação relativa ao motor:
Manutenção com limite de tempo
Nesta modalidade de manutenção, os elementos são depositados em um prazo fixo e revisados se houver algum potencial de vida remanescente ou retirados de serviço se o limite de vida útil for atingido.
Manutenção dependente da condição
Consiste em efectuar os procedimentos de manutenção em função do estado dos elementos e, consequentemente, monitorizar a degradação das peças em causa para determinar uma intervenção relativamente ao defeito verificado. Isso exige meios de monitoramento, como análise química do óleo ou inspeção visual por um método endoscópico ...
Manutenção com monitoramento de comportamento
Este tipo de manutenção baseia-se na monitorização permanente de determinados parâmetros significativos do funcionamento do motor de forma a permitir a detecção precoce de anomalias e a aplicação dos procedimentos de manutenção adequados antes que ocorra a falha.
Estágios de manutenção
a manutenção desdobrava-se em várias etapas, determinadas em função das dificuldades da intervenção, do tempo necessário à sua realização e de considerações logísticas e legislativas.
Um exemplo comum de distribuição de nível é:
Existem basicamente dois tipos de manutenção:
Manutenção preventiva
A manutenção preventiva inclui os procedimentos que devem ser realizados de forma sistemática para manter o motor em serviço em ótimas condições de segurança.
O programa de manutenção inclui os chamados procedimentos de implementação, como
Manutenção corretiva
A manutenção corretiva inclui todos os procedimentos que devem ser executados no caso de um incidente, avaria, falha, etc. As ações corretivas devem permitir que o motor seja colocado de volta ao serviço normal o mais rápido possível. A manutenção corretiva cobre: diagnóstico de falhas, verificações funcionais, verificações de condições, remoção e instalação de elementos, ajustes, etc.
Procedimentos de manutençãoOs procedimentos de manutenção que são específicos para cada motor têm certas peças comuns, como:
Implementação de procedimentos de manutenção
Podemos citar os cuidados usuais como:
Visitas de implementação
Eles estão incluídos no programa de manutenção de rotina. Nós distinguimos:
Em geral, eles são limitados a inspeções visuais, em particular da entrada de ar e da exaustão.
Eles acontecem de acordo com um determinado caminho, permitindo verificar o máximo de elementos de forma racional.
O ponto fixo de controle
Este ponto fixo é feito com o motor sob a asa. Seu objetivo é verificar o desempenho e a integridade mecânica do motor. É realizada em intervalos regulares ou após troca de elementos ou após análise de falha. Em alguns casos, é complementado por um ou mais testes de vôo. Por razões econômicas, tenta-se reduzir a duração e o número de pontos fixos.
Durante um ponto fixo, os cuidados clássicos de instalação devem ser tomados; os vários parâmetros do motor usados para avaliar o estado do motor são registrados e registrados em uma folha fornecida para esse fim.
Visitas periódicas
Estas são visitas de manutenção que devem ser realizadas em intervalos regulares. Eles incluem uma série de intervenções, como:
Uma visita periódica geralmente é complementada por um ponto fixo. A sua frequência, que depende do equipamento, é de algumas horas ou dezenas de horas (exemplo: visita 25 - 50 - 100 - 300 horas).
As visitas podem ser realizadas de forma "bloqueada" ou "difundida".
As chamadas visitas “bloqueadas” correspondem à execução de todas as operações de um tipo de visita no prazo indicado. No caso de visitas "escalonadas" (ou progressivas), o dispositivo não é imobilizado em horários fixos. Aproveitamos os períodos de inatividade para realizar progressivamente todas as operações respeitando, no entanto, o período de cada tipo de intervenção.
A escolha do método de manutenção (bloqueado ou progressivo) é deixada à iniciativa do usuário de acordo com critérios que lhe são específicos.
A seguinte lista não exaustiva dá uma ideia do que pode ser alcançado:
Controles
A atividade de manutenção também é caracterizada por numerosas verificações funcionais ou de condição.
Abaixo está a lista de alguns controles típicos:
Armazenar
Quando, por algum motivo, o motor não deve funcionar por um determinado período de tempo, deve-se protegê-lo contra a corrosão aplicando um procedimento denominado de armazenamento.
Este procedimento depende da posição do motor (instalado ou não na aeronave) e do tempo de inatividade planejado.
De um modo geral, envolve o funcionamento do motor com uma mistura de combustível e óleo, enquanto o óleo de armazenamento é borrifado na entrada de ar. No final deste local fixo de armazenamento, todas as aberturas são bloqueadas e o motor protegido por qualquer meio (lonas, capôs, etc.).
Para imobilização ou transporte de longo prazo, o motor é removido e colocado em um recipiente especial freqüentemente pressurizado e fornecido com dessecantes.
As verificações periódicas de armazenamento são fornecidas nas instruções de manutenção.
Nota: Em relação ao transporte, deve-se tomar precauções para não danificar os motores por choques ou vibrações excessivas.
Lavagem do compressor
Dentre as causas de retirada prematura de um motor, são relativamente frequentes aquelas devidas à deterioração do compressor por erosão ou corrosão.
Na verdade, a corrente de ar (em particular o compressor) funciona com ar que pode ser carregado com elementos erosivos ou corrosivos. Por exemplo, erosão em uma atmosfera arenosa, corrosão em uma atmosfera salina. Além disso, o amálgama com qualquer vazamento causa entupimento, o que reduz o desempenho.
Para lavar o motor, uma mistura de água e um produto de limpeza é borrifada na entrada de ar. Esses procedimentos de limpeza se aplicam na prevenção ou quando uma queda no desempenho for detectada durante o monitoramento do motor sob a asa.
O manual de manutenção do motor contém todas as informações necessárias para a realização dessas operações de manutenção que, convém lembrar, são de grande importância para evitar o desdobramento muitas vezes irreversível do processo (incrustação ou corrosão).
Procedimento para ingestão de corpos estranhos
Seja em vôo ou no solo, um motor pode absorver vários objetos no fluxo de ar que podem danificar o compressor e as lâminas da turbina. O motor é certificado para suportar a injeção de pássaros calibrados, pequenas pedras de granizo ou água durante a decolagem e pouso.
No solo, são na maioria das vezes os objetos deixados perto da entrada de ar e em vôo, na maioria das vezes é o encontro com pássaros. A ingestão de corpos estranhos pode causar danos mais ou menos graves que podem resultar em vibrações significativas, desempenho reduzido e até mesmo na parada do motor.
Quando for observada ingestão, é aconselhável verificar a corrente de ar e em particular as pás do (s) compressor (es) e da (s) turbina (s). A solução de manutenção depende então do grau de anomalia e do tipo de motor.
Procedimentos de remoção e instalaçãoEntre os componentes do motor que podem ser substituídos estão aqueles que podem ser substituídos online (sob a asa) e aqueles que só podem ser substituídos na oficina após a remoção do motor.
Os primeiros são objeto de procedimentos para LRU (Line Replacable Unit) e os últimos de procedimentos para SRU (Shop Replacable Unit).
Modularidade
A modularidade (desenho modular) permite constituir um motor de elementos perfeitamente intercambiáveis, denominados Módulos, de forma a simplificar as operações de manutenção de uma frota de motores idênticos.
A modularidade permite maior disponibilidade operacional e uma redução significativa nos custos de manutenção.
Com o projeto modular, a noção de potencial do motor evolui para ser substituída pela de limites específicos para cada módulo.
A separação em módulos pré-balanceados e pré-configurados implica um gerenciamento mais complicado, mas dá a possibilidade de alguns módulos de uma substituição sem retornar o motor completo para a fábrica.
Definições
Um motor deve passar por uma série de verificações antes de se encaixar sob a asa e ser bom para o vôo . Isto é ainda mais verdadeiro quando se trata de uma operação de manutenção e por isso os fabricantes com o surgimento dos novos regulamentos do tipo FADEC aproveitaram para integrar um certo número de funções que permitem simplificar consideravelmente os ajustes de afinação.
Solução de problemas
A resolução de problemas é guiada por dois imperativos que são o tempo de imobilização do motor e a remoção "justificada" dos elementos. O procedimento de solução de problemas dependerá da anomalia e é difícil fornecer um método que possa ser aplicado em todos os casos. No entanto, pode-se afirmar que o conhecimento do equipamento (conhecimento da constituição, funcionamento e comportamento) e uma investigação metódica contribuem para um diagnóstico seguro e rápida resolução de problemas.
O princípio geral é definir claramente o sintoma, interpretá-lo e realizar o diagnóstico de forma lógica para escolher e aplicar o procedimento que permite a resolução do problema.
O procedimento escolhido pode ser:
O manual de manutenção inclui tabelas de localização de falhas que relacionam os casos mais comuns de falha que podem ser encontrados, mas o conhecimento da operação do motor continua sendo essencial na maioria dos casos.
Meios de manutençãoOs meios utilizados para realizar a manutenção são muito diversos e os seguintes estão entre os principais:
O circuito do óleo lubrificante está equipado com filtros e bujões magnéticos que retêm certas partículas em suspensão. No entanto, o óleo também assume pequenas partículas que não podem ser retidas por esses meios convencionais, mas que podem ser detectadas e medidas por análise espectrométrica do óleo. Os resultados de tal análise tornam possível detectar com antecedência falhas potenciais e desgaste anormal.
Princípio da análise espectrométrica
O princípio básico é observar a relação entre a velocidade de desgaste das peças e a velocidade de poluição do óleo, pois quanto maior a velocidade de poluição, maior a perda de metal e, portanto, maior o risco de quebra.
O parâmetro determinante é, portanto, não apenas a concentração medida em um determinado momento, mas também e principalmente o aumento da taxa de poluição.
O espectrômetro, que consiste em dois eletrodos, um fixo e outro girando no óleo a ser analisado, permite graças à diferença de potencial entre os dois eletrodos vaporizar o óleo que libera elétrons causando uma onda de luz capturada por um sistema óptico que o difrata em raios elementares correspondentes ao metal usado.
Princípio da Ferrografia
É uma técnica laboratorial que separa as partículas contidas em uma amostra de óleo pela ação de um forte campo magnético.
essas partículas são então submetidas a vários procedimentos:
A partir das indicações fornecidas, é possível definir o elemento em questão e o tipo de desgaste encontrado. Assim, resultados interessantes são obtidos no campo da sobrevivência de rolamentos (trincas por fadiga que geram estilhaços de formato esférico).
Eficácia dos diferentes métodos
Esses métodos são complementares e muitas vezes é necessário utilizá-los em conjunto para obter um monitoramento perfeito de um determinado material. Os diferentes padrões de desgaste geram partículas de diferentes tamanhos e formas, e cada método tem eficiência máxima para certos tamanhos de partícula: por exemplo, a análise espectral só é eficaz para partículas menores que 15 mícrons, o tampão magnético é particularmente adequado para partículas de 100 a 300 mícrons . Uma das principais vantagens da ferrografia é preencher a lacuna entre esses 2 métodos, possibilitando a coleta e análise de partículas de 15 a 100 mícrons.
Esses métodos, às vezes muito sofisticados, não devem obscurecer os meios tradicionais de avaliação realizados "in situ". Estes são procedimentos de manutenção comuns que requerem a supervisão e experiência do mecânico:
Dadas as altas velocidades de rotação, qualquer desequilíbrio do conjunto rotativo pode, se exceder um certo limite, ter consequências desastrosas devido às vibrações geradas. Deve-se garantir que esses limites não sejam excedidos durante a operação.
Qualquer deformação ou deterioração do conjunto rotativo resultando em vibrações, monitorar a amplitude dessas vibrações pode permitir a detecção precoce de uma anomalia.
A medição da vibração é realizada por meio de sensores colocados nas proximidades do conjunto a ser verificado. Os sensores utilizados são do tipo eletromagnético ou piezoelétrico.
O motorista define os valores limites e as ações a serem tomadas (troca do mancal, nivelamento do rotor ou até troca do motor completo).
Controle endoscópicoA inspeção endoscópica permite o exame visual das peças internas através de pequenas aberturas sem desmontagem.
Princípio do endoscópio
É composto por uma bengala dotada de fibras ópticas que conduzem a luz e um sistema de visão composto por lentes. A luz proveniente de um gerador é fria e à prova de explosão, o que permite o controle em um ambiente explosivo.
Para verificação, a haste é introduzida por orifícios previstos para esse fim em vários pontos do motor. O movimento e orientação da haste permitem a observação da peça completa.
Controle radiográficoA radiografia pode ser utilizada como meio de ensaio não destrutivo e o método proposto, do tipo radiografia gama, permite a inspeção sem efetuar qualquer remoção.
A radiografia gama combina o uso de radioatividade e fotografia. Uma fonte de raios γ passa pela parte a ser examinada que absorve parte da radiação. A radiação resultante impressiona o filme fotográfico mostrando os defeitos da peça.
Na decolagem, o ruído gerado por um turbojato é considerável, principalmente para fluxo único e duplo fluxo com pós-combustão. O ruído é tanto mais importante quanto a velocidade de ejeção é alta, o que é o caso dos motores que equipam aviões de combate.
O turbojato é a principal fonte de poluição sonora das aeronaves, mas não a única. Os flaps e o trem de pouso têm um impacto significativo na decolagem e na aterrissagem. Além disso, mesmo que seja estimado que menos de 10% da perturbação acústica seja devido a aeronaves, turbojatos e, mais geralmente, motores de aeronaves, geram sons de frequência muito baixa que são pouco atenuados pela distância e pelas paredes. No entanto, progressos significativos foram feitos nos últimos 50 anos, uma vez que o nível de ruído dos aviões diminuiu em mais de 10 dB tanto durante a decolagem ou aproximação quanto durante o vôo.
Mitigação da poluição sonoraO turbojato gera dois tipos de ruído: o causado pela ejeção dos gases e o induzido pelas interações entre as pás giratórias e os diversos dutos. O segundo se torna predominante sobre o primeiro durante as fases de decolagem ou aproximação. Visto que o objetivo é reduzir as emissões de ruído em áreas habitadas, os estudos focam na redução deste segundo tipo de ruído.
Um dos programas mais conhecidos para reduzir as emissões de ruído dos turbojatos é o projeto europeu de absorção sonora ativa “ Resound ”. O princípio do projeto é criar uma onda da mesma estrutura espacial - ou seja, da mesma frequência , da mesma amplitude e com a mesma diretividade - que o ruído de linha do ventilador, mas fora de fase em 180 °. . Para isso, é gerado um modo acústico idêntico ao modo de interação, graças a uma grade de controle composta por hastes radiais. Embora o nível acústico dos harmônicos seja aumentado devido à criação de novos sons de interação, o ganho fundamental chega a 8 dB .
Outros projetos mais recentes, como o “LNA-2” para Low Noise Aircraft 2 , se concentram mais na radiação acústica downstream. Começado emjaneiro de 2005, o programa é baseado em uma caracterização experimental e numérica para reduzir os efeitos dessa radiação.
As emissões de poluentes da combustão do querosene são um dos maiores problemas do motor turbojato enfrentado "cara a cara" pelos engenheiros. Porém, é preciso colocá-las em perspectiva, já que o tráfego aéreo representa apenas 5% das emissões poluentes no entorno das residências, e o CO 2 emitido contribui com apenas 2% para o efeito estufa da Terra. Os efeitos dos rastros são essencialmente cristais de gelo gerados pelo vapor de água, ele próprio produzido pela combustão do querosene e cristalizado pelo frio .
No entanto, a poluição do ar em grandes altitudes pode ter um impacto muito maior no meio ambiente e, em particular, na redução da camada de ozônio . Na verdade, 75% das emissões dos turbojatos ocorrem durante o vôo de cruzeiro na troposfera e na baixa estratosfera .
Produtos de combustãoEntre os produtos da combustão ligados à operação de turbojatos, existem dois gases tóxicos:
Os problemas de combustão a serem resolvidos estão ligados aos seguintes modos de operação do turbojato:
Para reduzir a poluição, atuamos em diferentes eixos ao nível das câmaras de combustão: