Motoare Cu Reacție [PDF]

Zitiervorschau

Motoare cu reacție

Școala de proveniență:Liceul Teoretic de Informatică ”Grigore Moisil” Clasa:a X-a C Nume profesor:Smirnov Marius Numele elevilor:Robert Turcu;Apetri Alexandru;Rădeanu Răzvan An școlar:2014-2015

Motoare cu reacție

2

Cuprins 1.Introducere 2.Capitolul I:Istoric 3.Capitolul II:Clasificare 3.1.Motoare aeroreactoare cu reacție alimentate de o turbină 3.1.1.Turboreactor 3.1.2.Turboventilatorul 3.1.3.Turbopropulsorul 3.1.4.Motorul cu ventilator nedirijat 3.2.Motoare aeroreactoare cu reacție alimentate de un piston 3.2.1.Statoreactorul 3.2.2.Pulsoreactorul 3.3.Combustia non-continuă 3.4.Racheta 3.5.Motoruhibrid 3.6.Jetul de apă 4.Capitolul III:Principii fizice generale 4.1.Ajutajul reactiv 4.2.Tracțiunea 4.3.Eficiența energiei 4.4.Consumul de combustibil sau de carburant 4.5.Raport tracțiune/greutate 4.6.Compararea tipurilor 4.7.Altitudine și viteză 3

4.8.Zgomot 5.Capitolul IV:Părțile componente al unui motor cu reacție 6.Capitolul V:Aplicații 7.Bibliografie

4

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert 1.Introducere

5

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert 1.Introducere

1.Introducere

6

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul I:Istoric

2.Capitolul I:Istoric Un motor cu reacție este un motor care eliberează un jet rapid de fluide pentru a genera contrapresiune în conformitate cu a treia lege a mișcării a lui Newton. Această definiție largă include turboreactoare, turbopropulsoare, turboventilatoare, pulsoreactoare, statoreactoare și motoare rachetă, dar de obicei se referă la o turbină cu gaze folosită pentru a produce un jet de gaze de mare viteză în scopul propulsiei. Henri Marie Coandă (n. 7 iunie 1886 - d. 25 noiembrie 1972) a fost un academician și inginer român, pionier al aviației, fizician, inventator, inventator al motorului cu reacție și descoperitor al efectului care îi poartă numele. A fost fiul generalului Constantin Coandă, prim-ministru al României în 1918. 1911: În Reims, Henri Coandă prezintă un aparat de zbor cu două motoare cuplate ce acționau o singură elice. Efectul Coandă. Primele observații le face cu ocazia studierii primului avion cu reacție din lume, Coandă 1910. După ce avionul decola, Henri Coandă observă că flăcările și gazul incandescent ieșite din reactoare tindeau a rămâne pe lângă fuzelaj. Abia după peste 20 de ani de studii ale lui și altor savanți, inginerul român a formulat principiul din spatele așanumitului efect Coandă, numit astfel de profesorul Albert Metral. - Expoziția Internațională de Aeronautică de la Champs-Elisee, Paris, 1910 Cea mai interesantă mașinărie, care a atras multă lume, a fost un avion roșu, fără elice, care pe spate avea o mică plăcuță de metal pe care scria:COANDA-1910.Acest avion a atras atenția oamenilor nu numai pentru că nu avea elice, ci și pentru ca era total diferit fațăa de ceea ce numeau ei până atunci „avion”.

COANDA-1910 la Expoziția Internațională de Aeronautică de la Champs-Elisee, Paris Figura nr. 1.1 7

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboreactorul

3.Capitolul II:Clasificare Există un număr mare de diferite tipuri de motoare cu reacție,pe care,după tipul de alimentare le clasificăm în:

3.1.Motoare cu reacție alimentate de o turbină Turbinele cu gaz sunt motoare rotative care extrag energia dintr-un flux de gaze de ardere. Ele au un compresor amonte cuplat la o turbină în aval cu o cameră de ardere în-între. În motoarele de avioane, cele trei componente de bază sunt adesea numite "generatorul de gaz." Există mai multe variante diferite de turbine cu gaz, dar toate folosesc un sistem generator de gaz de un anumit tip.

3.1.1.Turboreactorul Un motor turboreactor este un motor cu turbină cu gaz, care funcționează prin comprimarea aerului, cu un orificiu de intrare și un compresor (axial, centrifugal, sau ambele),care amestecă combustibil cu aer comprimat, arzând amestecul în camera de combustie, iar apoi trecând aerul fierbinte,la presiune mare, printr-o turbină și o duză. Compresorul este alimentat de turbina, care extrage energia din gazul în extindere care trece prin ea. Motorul convertește energia internă din combustibil în energie cinetică în gazele de evacuare, producând tracțiune. Tot aerul ingerat de admisie este trecut prin compresor, ardere și turbina, spre deosebire de motorul de ventilator nedirijat, descris mai jos.Doi ingineri, Frank Whittle din Regatul Unit și Hans von Ohain din Germania, au dezvoltat conceptul independent în motoarele practice la sfârșitul anilor 1930.

Motorul turboreactor Figura nr 2.1 8

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboreactorul

Elemente componente ale motorului turboreactor

 Admisia aerului Un aport, sau un tub, este necesar în fața compresorului pentru a ajuta la direcționarea aerului de intrare fără probleme în lamele aflate în mișcare ale compresorului. Motoarele mai vechi au avut palete fixe în fața lamelor în mișcare. Aceste palete au ajutat direcționarea aerului pe lamele. Aportul este, de asemenea, modelat astfel încat sa fie minime pierderile de debit atunci când compresorul accelerează aerul prin aportul la zero și viteze mici de aeronave, precum și pentru a încetini fluxul pentru compresor atunci când aeronava este în funcțiune peste viteza

Animație a unui compresor axial

sunetului.Aerul care curge într-un motor turboreactor trebuie să fie întotdeauna subsonic, indiferent de viteza

Figura nr 2.2 (hyperlink către gif)

aeronavei în sine.

 Compresorul Compresorul este condus de turbina. Se rotește la viteză ridicată, adăugând energie la curentul de aer și, în același timp storcându-l (comprimândul) într-un spațiu mai mic. Comprimarea aerului crește presiunea și temperatura.Cu cât este mai mic compresorul cu atât mai repede se rotește. La capătul mare al gamei ventilatorul GE-90-115 se rotește cu aproximativ 2.500 rpm,în timp ce un compresor al unui motor de elicopter mic se rotește cu aproximativ 50.000 RPM. În cele mai multe aeronave cu decolare-turboreactor, aerul de purjare este extras din secțiunea compresorului în diferite stadii pentru a efectua o varietate de funcții, inclusiv condiționarea / presurizarea aerului, anti-înghețarea admisiei motorului și răcirea

Animație a motorului turboreactor Figura nr.2.3 (hyperlink către gif)

turbinei. Aerisirea scade eficiența totală a motorului, dar utilitatea aerului comprimat depășește pierderea de eficiență. Tipurile de compresoare utilizate în turboreactoare au fost de obicei axiale sau centrifugale. 9

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboreactorul

Compresoarele timpurii ale turboreactoarelor aveau raportul general de presiune mici de 5:1. Îmbunătățiri aerodinamice, incluzând împărțirea compresorului în două părți rotative separate, a permis mai târziu turboreactoarelor să aibă raporturi totale de presiune de 15:1 sau mai mult. Pentru comparație, turbopropulsoarele civile moderne au raporturi totale de presiune de 44:1 sau mai mult. După ce a părăsit compresorul, aerul intră în camera de ardere.

 Camera de ardere Procesul de ardere din camera de combustie este semnificativ diferit față de cel dintr-un motor cu piston. Într-un motor cu piston gazele de ardere sunt limitate la un volum mic și, iar o dată ce arde combustibilul, presiunea crește. Într-un turboreactor amestecul de aer și combustibil arde în camera de combustie și trece prin turbină într-un proces continuu de curgere,fără a construi presiune. În schimb există o mică pierdere de presiune în camera de combustie. Amestecul combustibil-aer poate arde numai în aer ce se află într-o mișcare lentă astfel încât o zonă de flux invers este

Diagramă schematică ce arată operația unui flux centrifugal al motorului turboreactor Figura nr 2.4

menținută de către duzele de combustibil pentru ardere aproximativ stoichiometrică în zona primară. Aer suplimentare compresor este introdus care încheie procesul de ardere și reduce temperatura produselor de ardere la un nivel care turbina poate accepta. Mai puțin de 25% din aerul este de obicei folosit pentru combustie, ca un amestec de ansamblu sărac este necesar pentru a menține în limitele de temperatură ale turbinei.

 Turbina

10

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboreactorul

Gazele fierbinți care părăsesc camera de combustie se extind prin turbină. Materiale tipice pentru turbine includ inconel și Nimonic. Paletele și lamele turbinei au pasaje interne de răcire. Aerul din compresor este trecut prin acestea pentru a menține metalul în limitele temperaturii. În prima etapă turbina este în mare măsură o turbină de impuls (similar cu o roată Pelton) și se rotește datorită impactului curentului de gaz fierbinte. Etapele ulterioare sunt canale convergente care accelerează gazul. Energia este

Diagramă schematică ce arată operația unui flux axial al motorului turboreactor Figura nr 2.5

transferată în arbore prin schimb de impuls în sens invers al transferului de energie din compresor. Puterea dezvoltată de turbina conduce compresorul, precum și accesorii, cum ar fi combustibil, uleiul, și pompele hidraulice, care sunt conduse de cutia de viteze pentru accesorii



Duza

După turbină, gazele se extind prin duza de evacuare,producând un jet de înaltă viteză. Într-o duză convergentă, conductele se îngustează progresiv până la gât. Raportul de presiune în duză pe un turboreactor este destul de mare la setări de tracțiune mai mare încât să provoce duza să se înece. Dacă, totuși, este montată o duză convergent-divergentă de Laval , secțiunea divergentă ,crescând suprafața de curgere, permite gazelor să ajungă la viteză supersonică în cadrul secțiunii divergente. Tracțiune suplimentară este generată de viteza rezultată de evacuare mai mare.

11

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboventilatorul

3.1.2.Turboventilatorul(turboreactorul cu flux dublu) Un turboventilator este un tip de motor de avion, similar cu un turboreactor. Constă întrun ventilator cu un turboreactor de diametru redus amplasat posterior acestuia care antrenează ventilatorul. O parte din curentul de aer din ventilator trece prin turboreactor unde este ars pentru a alimenta cu putere ventilatorul, dar majoritatea curentului trece pe lângă turboreactor, și produce cel mai mult din tracțiune.

Animație turboventilator Figura nr 2.6 (hyperlink către gif)

Motorul turboventilator este construit pe principiul unui ventilator urmat de un motor principal (care cuprinde şi o turbină cu gaze), fiind înconjurat de o zonă de circulaţie a aerului, aer introdus de ventilatorul principal. O parte din curentul de aer aspirat de ventilator trece prin motorul principal, unde este ars pentru a alimenta cu putere ventilatorul, dar majoritatea curentului de aer trece pe lângă motorul principal, şi produce cel mai mult din tracţiune. Ventilatorul şi turbina ventilatorului sunt compuse din multe pale şi sunt conectate printr-un ax adiţional. Axul care mişcă ventilatorul cu ajutorul turbinei de joasă presiune, din motive tehnice, trece prin axul care leagă compresorul de înaltă presiune cu turbina de înaltă presiune.

12

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboventilatorul

Există două tipuri generale de turbventilatoare, low-bypass și high-bypass. Cele low-bypass au un raport de by-pass de aproximativ 2:1 sau mai puțin, ceea ce înseamnă că pentru fiecare kilogram de aer care trece prin miezul motorului, doua kilograme sau mai puțin de aer trec pe lângă nucleu. Turboventilatoarele low-bypass au folosit adesea o duză de evacuare mixtă,care înseamnă că fluxul care ocoleste și fluxul care intră în miez ies din aceeași duză .Turbobentilatoarele high-bypass au rapoarte mai mari de bypass, uneori de ordinul a 5:1 sau 6:1. Acestea pot produce mult mai multă tracțiune decât cele low-bypass sau decât turboreactoare, din cauza masei mari de aer pe care ventilatorul o poate accelera, și sunt de multe ori mult mai eficiente d.p.d.v al combustibilului decât cele low-bypass sau decât turboreactoare.

Schemă care ilustrează un motor turboventilator cu un nivel ridicat de bypass Figura nr 2.7

Schemă care ilustrează un motor turboventilator cu un nivel scăzut de13 bypass Figura nr 2.8

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboventilatorul

Motoarele turboventilatoare moderne au evoluat din motoarele turboreactoare, în esenţă prin mărirea dimensiunii compresorului de joasă presiune, până în punctul în care majoritatea aerului care iese din motor, trece pe lângă turbina cu gaze. Acest aer care trece pe lângă turbina cu gaze este evacuat fie printr-un ajutaj de reacţie separat (Figura nr 2.7) fie este amestecat cu gazele arse care părăsesc turbina de joasă presiune înainte de a fi evacuate prin ajutajul de reacţie (Figura nr 2.8). Cum funcţionează un motor turboventilator ? Ventilatorul este prima componentă a unui motor turboventilator. Acesta aspiră mari cantităţi de aer. Majoritatea palelor unui ventilator sunt create din titan. După absorbţie măreşte viteza aerului şi-l împarte în două. O parte continuă prin motorul principal sau centrul motorului, unde este în continuare transformat de celelalte componente ale motorului şi o parte trece pe lângă centrul motorului printr-un spaţiu ce înconjoară motorul principal până la ieşire unde produce o mare parte din tracţiune.

Compresorul este prima componentă din motorul principal. Compresorul este realizat din ventilatoare cu multe pale ataşate de un ax. Compresorul comprimă aerul care înaintează progresiv spre zone din ce în ce mai mici, rezultând într-o creştere a presiunii aerului. Aerul comprimat este apoi aruncat în camera de ardere.

În camera de ardere aerul comprimat este amestecat cu combustibil şi aprins. Sunt aproximativ 20 de duze care pulverizează combustibil în aerul comprimat. Amestecul de aer cu combustibil ia foc şi arde, rezultând gaze foarte fierbinţi. Interiorul unei camere de ardere este adesea făcut din materiale ceramice pentru a furniza rezistenţă la temperaturile foarte mari.

Fluxul de gaze arse din camera de ardere intră în turbină, având ca efect rotirea palelor turbinei. Turbina este conectată la un ax care învârte compresorul şi ventilatorul principal care absoarbe aerul. Această rotaţie ia din puterea gazelor arse.

14

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turboventilatorul

Ajutajul de reacţie este partea motorului care creează propriu-zis tracţiunea. Gazele care ies din turbină în combinaţie cu aerul mai rece care trece pe lângă centrul motorului, produc o forţă la ieşirea prin ajutajul de reacţie care propulsează aeronava.

15

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turbopropulsorul

Piesele esenţiale ale turbinei şi palele, sunt supuse unor solicitări termice şi mecanice extreme. De aceea ele trebuiesc construite din materiale speciale, rezistente la temperaturi cât mai mari şi se prevăd cu sisteme de răcire. Actual, temperaturile la intrarea în turbină au depăşit în unele cazuri temperatura de 1800 °C, palele fiind făcute în acest caz din materiale ceramice poroase, prin porii lor circulând aer provenit de la compresor, relativ rece.

Primul motor turboventilator funcţional a fost Daimler-Benz DB 670, care a fost testat pe 1 Aprilie 1943. A fost însă abandonat datorită războiului.

Piaţa motoarelor turboventilatoare este dominată de companiile General Electric, Rolls-Royce şi Pratt & Whitney.

3.1.3.Turbopropulsorul Turbopropulsorul este un tip de motor utilizat în aviația civilă și militară. Componenta principală a turbopropulsorului este o turbină cu gaze la care destinderea în turbină se face până la presiunea atmosferică, astfel încât turbina extrage din fluxul de gaze arse o putere mai mare decât cea necesară antrenării compresorului. Această putere suplimentară este folosită la antrenarea unei elice plasate în fața motorului, astfel încât turbopropulsorul poate fi definit, într-un mod mai simplu, ca o elice antrenată de o turbină cu gaze. Elicea este cuplată la turbină prin intermediul unui reductor care transformă turația ridicată a turbinei (de cuplu relativ mic) la o turație scăzută, dar cu un cuplu mai mare. Elicea propriuzisă este de obicei o elice cu pas variabil, de tip similar cu cele folosite la motoarele de aviație cu piston.

16

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turbopropulsorul

Turbopropulsorul este destinat avioanelor ce parcurg distanțe mari cu viteze subsonice, profitând de avantajul tracțiunii cu reacție la viteze mari și de cel al tracțiunii cu elice la decolare și la viteze mici.

Modul de funcționare al turbopropulsorului În forma sa cea mai simplă, un turbopropulsor constă din: galerie de admisie, compresor, cameră de combustie (ardere), turbină și ajutajul de evacuare. Compresorul și turbina sunt montate pe același arbore care angrenează și reductorul. Aerul este aspirat în admisie și comprimat de către compresor. În camera de combustie este adăugat combustibilul, formându-se amestecul de combustibil-aer care arde. Gazele arse rezultate, de mare presiune și temperatură, antrenează turbina. O parte din puterea generată de turbină este utilizată pentru funcționarea compresorului, iar restul se transmite prin intermediul angrenajelor reductorului la elice. Detenta finală a gazelor arse (reducerea presiunii lor până la presiunea atmosferică) are loc în ajutajul de evacuare, acesta având și rolul de duză de propulsie. Forța dezvoltată la ajutajul de propulsie (forță de reacție) reprezintă totuși o parte relativ mică din forța totală de tracțiune generată de un turbopropulsor, partea cea mai mare fiind reprezentată de forța de tracțiune a elicii.

Schema unui turbopropulsor Figura nr 2.9

17

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turbopropulsorul

Utilizarea turbopropulsoarelor în prezent Turbopropulsoarele sunt eficiente la viteze de zbor medii, cu numărul Mach cuprins între 0,5 și 1,0 (cca. 600 – 1200 km/h la nivelul solului, respectiv cca. 500 – 1000 km/h la nivelul zborului de croazieră). La viteze mai mari, performanțele aerodinamice ale elicii scad, datorită apariției regimului de curgere transsonic (sau chiar supersonic) a aerului la vârfurile palelor elicii. Din acest motiv, la avioanele de viteze mai mari (avioane supersonice) sunt utilizate alte tipuri de motoare (turboreactoare). Turbopropulsoarele sunt foarte eficiente la viteze de zbor modeste (sub 700 km/h). Având totuși în vedere prețul ridicat al motoarelor turbopropulsoare, acestea sunt utilizate mai ales la avioanele grele cu cerințe de înaltă performanță la decolarea și aterizarea pe distanțe scurte ("short-takeoff and landing -STOL") și la care nu este strict necesară o viteză de zbor supersonică. Astfel, cererea cea mai comună de motoare turbopropulsor în domeniul aviației civile este la avioanele pentru distanțe mici și medii, caz în care fiabilitatea lor mai mare decât a motoarelor cu piston compensează costul inițial mai mare. Unele aeronave de mare capacitate, militare și civile, cum ar fi Electra Lockheed L-188 și Tupolev Tu-95 sunt deasemenea dotate cu turbopropulsoare. Avionul Airbus A400M este deasemenea propulsat de patru motoare TP400 Europrop, care sunt cele mai puternice motoare turbopropulsor produse vreodată (cu excepția celor rusești, Kuznetsov NK-12, montate pe Tupolev Tu-95). Probabil că cea mai răspândită aeronavă dotată cu turbopropulsoare este avionul militar de transport Lockheed C-130 Hercules, cu variantele sale (printre care și avionul de atac la sol AC-130 Spectre), care utilizează turbopropulsoarele Pratt & Whitney PT6. Alte aeronave comerciale moderne care utilizează turbopropulsoare sunt: Bombardier Dash 8, ATR 42, ATR 72, BAe Jetstream 31, Embraer EMB 120 Brasilia, Fairchild Swearingen Metroliner, Saab 340, Saab 2000, Xian MA60, Xian MA600, Xian MA700. Există și elicoptere dotate turbopropulsoare; primul dintre acestea a fost Bell XH-13F (o versiune a elicopterului american Bell 47), care are un motor Continental XT-51-T-3 (produs de către Turbomeca Artouste).

18

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Turbopropulsorul

Turbopropulsor Kuznetsov NK-12, pe un avion Tupolev Tu-95 Figura nr 2.10

19

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Motorul cu ventilator nedirijat

3.1.4.Motorul cu ventilator nedirijat Un motor cu ventilator nedirijat (de asemenea, numit ”rotor deschis”) este un motor cu reactie care utilizează propriul generator de gaze pentru a alimenta un ventilator expus, similar cu motorul turbopropulsor. Ca și motoarele turbopropulsoare,motorul cu ventilator nedirijat genereaza cea mai mare parte a tracțiunii lor din elice și nu din jetul de evacuare. Diferența structurală dintre turbopropulsor și rotor deschis este ca palele elicei ale celui de-al doilea sunt foarte măturate pentru a le permite să funcționeze la viteze în jurul a Mach 0.8(272.232 m/s), care este în competiție cu turboreactoarele cu flux dublu comerciale moderne. Aceste motoare au avantajele eficienței energetice a turbopropulsoarelor cu capacitatea de performanță a turboreactoare cu flux dublu

Motor NASA cu ventilator nedirijat Figura nr. 2.11

comerciale. Desși cercetările semnificative și testele (inclusiv testarea zbor) au fost efectuate pe motoare cu ventilator dirijat, niciunul nu a intrat în producție.

3.2.Motoare cu reacție alimentate de un piston Motoarele cu reacție alimentate de un piston sunt motoare similare cu motoarele tip turbină cu gaz și amândouă urmează ciclul Brayton. Turbină cu gaz și motoarele alimentate de piston diferă, însă, în modul în care acestea comprima fluxul de aer de intrare. Întrucât motoarele cu turbină cu gaz folosesc compresoare axiale sau centrifugale pentru a comprima aerul care intră, motoarele cu piston se bazeze numai pe aer comprimat prin orificiul de intrare sau prin difuzor. Motoarele alimentate de piston sunt considerate cel mai simplu tip de motor cu reacție , deoarece acestea pot conține piese care nu se mișcă.

20

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Statoreactorul și pulsoreactorul

3.2.1.Motorul statoreactor Motor cu reacţie fără organe mobile, constând în principal dintr-un tub de secţiune variabilă deschis la ambele capete, paralel cu direcţia de zbor. În difuzor se realizează comprimarea dinamică a aerului datorită deplasării aeronavei cu viteză mare. Gazele de ardere sunt evacuate din cameră, iar destinderea lor

Schemă a unui motor statoreactor

realizează forţa de propulsie.

(M=numarul Mach al fluxului de aer)

Statoreactorul poate intra în funcţiune doar la o anumită viteză de zbor a aeronavei, furnizând viteze supersonice şi

Figura nr 2.12

hipersonice. Statoreactorul este destinat avioanelor aerocosmice, rachetelor autoghidate etc.

3.2.2Motorul pulsoreactor Motor cu reacţie având aplicaţii relativ puţine, asemănător statoreactorului, fiind utilizat la avioanele cu viteze supersonice. Aeronavele echipate cu pulsoreactor folosesc rachete la decolare, pulsoreactorul intrând în funcţiune la o anumită viteză de zbor. Pulsoreactorul este o variantă a statoreactorului în care combustia are loc în fluxul de aer supersonic. Ca și la statoreactoare, pulsoreactorul se bazează pe viteza mare a vehiculului pentru a comprima forțat aerul care intră înainte de ardere , dar un statoreactor decelereaza aer la viteze subsonice cu reacție înainte de ardere, în timp ce fluxul de aer într-un motor pulsoreactor este supersonic peste tot în motor. Acest lucru permite pulsoreactorului să funcționeze eficient la viteze extrem de mari: proiecțiile teoretice plasează viteza de top a unui pulsoreactor între Mach 12 (8,400 mph; 14000 kilometri pe oră) și Mach 24 (16,000 mph, 25000 kilometri pe oră).

21

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Statoreactorul și pulsoreactorul

Comparație între zonele de compresie,combustie și expansiune ale turboreactoru Figura nr 2.14

22

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Combustia non-continuă

3.3.Combustia non-continuă Tabelul nr 2.1 Tip

Descriere Tip învechit de motor cu

Avantaje Viteză de evacuare

Dezavantaje

reacție care funcționa ca un

mai mare decât a

Greu,ineficient,slab ca

Motorje

turboreactor,dar în loc de

unei elice,oferind

putere

t

turbina care antrena

tracțiune mai bună

compresorul,un motor cu

la viteze mari.

piston o antrena. Zgomotos,ineficient

Pulsejet

Aerul este comprimat și ars

Desging foarte

(rație mică de

intermitent în loc de a fi ars

simplu,de obicei

comprimare),funcționar

continuu.Unele modele pot

folosit pe modelele

e

sau nu pot avea nevoie de

avioanelor

săracă pe o scară

supape.

largă,supapele pe modele cu supape se

Motor

Similar pulsejet-ului,dar

uzează repede Foarte zgomotos,piesele

cu

combustia are loc ca o

sunt supuse la oboseală

detonare

detonare în locul unei

Teoretic,eficiență

mecanică extremă,greu

de puls

deflagrații,poate sau nu poate

maximă a motorului

de început detonarea,nu

avea nevoie de supape

e practic pentru uzul curent

Funcționarea motorului Pulsoreactor Figura nr 2.13

23

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Motorul rachetă și motorul hibrid

3.4.Motorul rachetă Motorul rachetă folosește aceleași principii fizice de bază ca motorul jet de propulsie prin tracțiune, dar este distinct, în sensul că nu are nevoie de aer atmosferic pentru a oferi oxigen;racheta transportă toate componentele masei de reacție. Acest lucru le permite să funcționeze la altitudini arbitrare și în spațiu. Acest tip de motor este folosit pentru lansarea de sateliți, explorarea spațiului și accesul cu echipaj uman, și a permis aterizarea pe Luna in 1969. Motoarele rachetă sunt utilizate pentru zboruri de mare altitudine, sau oriunde în cazul în care sunt necesare accelerații foarte mari de vreme ce motoarele rachetă însele au un raport foarte mare tracțiune-greutate. Cu toate acestea, viteza mare de evacuare și greutatea și bogat în oxidant,rezultatele arată ca folosește mai mult combustibil decât turboreactoarele cu flux dublu, deși, chiar și așa, la viteze extrem de mari, acestea devin eficiente energetic. O ecuație aproximativă pentru forța netă a unui motor rachetă este: ,unde: =tracțiunea netă

=impulsul specific

=fluxul de combustibil în kg/s

=accelerația gravitațională

=aria secțiunii transversalela ieșirea din duza de evacuare

=presiunea atmosferică

3.5.Motorul hibrid Motoare cu ciclu combinat ce utilizează simultan 2 sau mai multe principii de functționare ale motorului cu reacție. Tabelul 2.2

24

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Motorul rachetă și motorul hibrid

25

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul II:Clasificare:Motorul rachetă și motorul hibrid

Tip

Turborachetă

Descriere Un turbojet unde un

Avantaje Foarte aproape de

Dezavantaje Viteza aerului are

oxidant adițional

design-urile

aceeași limită ca a

precum oxigenul

existente,opereaza la

turboreactorului,cărând

este adăugat

altitudini foarte

oxidant precum LOX

curentului de aer

mari,gamă largă de

poate fi periculos

pentru a crește

altitudine și viteză a

Este mult mai greu

altitudinea maximă

aerului

decât rachetele simple Eficiență similară cu cea a rachetelor la viteze mici sau în afara

În esență e un

Viteze de la Mach 0

atmosferei,dificultăți la

statoreactor în care

până la Mach 4.5+

admisie, un tip relativ

Rachetă crescută în

aerul de admisie

(poate ieși din

nedezvoltat și

aer

este comprimat și

atmosfera

neexplorat, dificultăți

ars cu evacuarea

Pământului),eficiență

de răcire,foarte

unei rachete

bună între Mach 2 și

zgomotos, raportul

4

tracțiune / greutate este similar cu statoreactoarele

Ușor de testat pe teren. Foarte mari raporturi tracțiune/greutate

Există doar în stadiul

Aerul de admisie

sunt posibile (~ 14),

prototipuri de

este răcit la

împreună cu buna

laborator. Exemplele

temperaturi foarte

eficiența a

includ RB545,

scăzute la intrare

consumului de

Reaction Engines

Jeturi

într-un schimbător

combustibil pe o

SABRE, ATREX.

prerăcite/LACE

de căldură înainte

gamă largă de viteze

Necesită combustibil

de a trece printr-un

ale aerului, Mach 0 -

hidrogenul lichid care

statoreactor și / sau

5.5 +; această

are o densitate foarte

turboreactoare și /

combinație de

scăzută și necesită

sau motor rachetă.

eficiență poate

depozitoare puternic

permite lansarea pe

izolată.

orbită, singura etapa, 26

sau, călătorie

intercontinentală foarte rapidă

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

Capitolul III:Principii fizice

3.6.Jetul de apă Tabelul 2.3 Tip

Descriere

Avantaje În barci, poate rula

Dezavantaje

în apă puțin adâncă, accelerare mare, nici

Jet de apă

un risc de

Poate fi mai puțin

supraîncărcare a

eficientă decât o

Pentru propulsie

motorului (spre

elice la viteză mică,

rachetelor de apă și

deosebire de elice),

mai scumpe, greutate

bărcilor cu reacție;

mai puțin zgomot și

mai mare în barcă

țâșnește apă din

vibrații, extrem de

din cauza apei

spate printr-o duză

manevrabil la toate

antrenate, nu va

vitezele, eficiență la

efectua bine dacă

mare viteză, mai

barcă este mai grea

puțin vulnerabile la

decât jet-ul pentru

daune de la moloz,

care este

foarte fiabile,

dimensionată

flexibile, mai puțin dăunătoare faunei sălbatice

27

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv O schemă de pompă cu jet

Figura nr 2.15

28

Capitolul III:Principii fizice

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

Capitolul III:Principii fizice

4.Capitolul III:Principii fizice generale 4.1.Ajutajul reactiv  Noţiuni Generale Ajutajul de reacţie este acea parte a motorului în care se produce destinderea definitivă a produselor de ardere, adică transformarea căderii entalpice rămasă dincolo de turbină în energie electrică. După cum s-a arătat mai înainte, la majoritatea motoarelor ajutajul de reacţie este aşezat la o depărtare oarecare faţă de turbină şi este precedat de camera intermediară numită deseori con de evacuare sau tub de reacţie. Aceasta permite în anumite cazuri să se evite folosirea tubului de evacuare suplimentar pentru evacuarea în exterior a curentului de gaz de la ajutajul de reacţie în cazul instalării motorului în fuzelajul sau în aripa avionului. Un astfel de tub de evacuare montat dincolo de ajutajul de reacţie ar constitui o sursă de mari pierderi din cauza vitezei mari a curentului de gaz din acesta. Dacă, cu toată existenţa camerei intermediare, este totuşi necesar să se prelungească traseul de evacuare prin instalarea motorului la bordul avionului, tubul de evacuare suplimentar la lungimea cerută se plasează între ajutajul de reacţie şi camera intermediară, în care, cum s-a arătat mai înainte, curentul de gaz se frânează. În acest caz, prin tubul suplimentar de evacuare, gazul va trece cu o viteză mai mică, deci, si cu pierderi mai mici. Ajutajul de reacţie şi camera intermediară la motoarele actuale sunt construite prin sudură din tablă subţire de oţel, rezistentă la temperaturi mari. Răcirea pereţilor camerei şi ai ajutajului se realizează cu aer. La unele motoare pereţii exteriori ai camerei intermediare au izolaţie termică, care micşorează pierderile de căldură în mediul înconjurător şi protejează la încălzire piesele avionului aşezate în apropiere. Odată cu aceasta calitatea materialului pereţilor nerăciţi ai camerei, din punctul de vedere al rezistenţei la temperaturi, trebuie să fie ridicată. Curentul de gaz care iese din ajutajul de reacţie are o viteză mare si o temperatură apreciabilă. La regimul de calcul al motoarelor existente (în cazul funcţionării la punct fix şi la decolare) viteza de scurgere a gazului in secţiunea de ieşire a ajutajului de reacţie ce  450  550

m/s, la temperatura

Te  830  880

K. Pe măsura depărtării de secţiunea de

ieşire din ajutajul de reacţie, curentul de gaz se împrăştie, amestecându-se cu aerul 29

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

Capitolul III:Principii fizice

înconjurător; viteza şi temperatura gazului se micşorează treptat. Totuşi, la o distanţă destul de mare de ajutajul de reacţie, viteza şi temperatura gazului sunt încă considerabile. Este necesar să se ia în considerare aceasta, la instalarea motorului pe avion, pentru a evita deteriorarea fuzelajului şi ampenajului ce către curentul de gaz, cum şi deteriorarea pistei de decolare.

 Bazele de calcul Viteza de scurgere a gazului în ajutajul de reacţie poate fi determinată dn ecuaţia entalpiei scrisă pentru curentul de gaz dintre secţiunile 2 – 2 la ieşirea din rotorul turbinei şi e – e la ieşirea din ajutajul de reacţie. Pentru un kg de gaz, neglijând pierderile şi schimbul de căldură cu mediul exterior în camera de trecere şi în ajutaj, această ecuaţie va avea forma următoare:

cet2 c 22 i2  A  ie ad  A 2g 2g

unde

i2

şi ie ad

c2

(a)

sunt, respectiv, entalpia şi viteza gazului la ieşirea din rotorul turbinei;

- entalpia gazului în secţiunea de ieşire a ajutajului de reacţie la destinderea

adiabatică (fără pierderi) între secţiunile 2 – 2 şi e – e; cet

funcţie de

- viteza teoretică de scurgere din ajutajul de reacţie. Rezolvând ecuaţia (a) în cet

se obţine '

cet 

cp 2g (i2  ie ad )  c 22  2 g (T2  Te ad )  c 22 A A

Într-adevăr viteza de scurgere a gazului în ajutajul re reacţie

ce

(267)

, care este îndreptată pe axa

lui şi determină, în condiţiile date, valoarea tracţiunii motorului, este totdeauna mai mică decât viteza teoretică

cet

, datorită rezistenţelor hidraulice şi schimbului de căldură cu mediul

exterior în camera intermediară şi in ajutajul de reacţie, cum şi abaterii vitezei

c2

de la

direcţia axială la ieşirea din turbină. Considerând influenţa acestor factori prin coeficientul de 30

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

viteză

v  1

Capitolul III:Principii fizice

şi exprimând în formula (267) raportul temperaturilor prin raportul presiunilor

respective, se obţine  p 2 g T2  1   e A   p2 

ce   v cet   v

Unde

p2



c 'p



k ' 1 k'

 

  c2 2 

 

,

(268)

este presiunea la ieşirea din turbină;

pe

- presiunea în secţiunea de ieşire din ajutajul de reacţie.

La motoarele turboreactoare existente se folosesc numai ajutaje de reacţie convergente. În acest caz, coeficientul de viteză

 v  0,96  0,98

.

Introducând parametrii de frânare a gazului la ieşirea din turbină, formula (268) va căpăta următoarea expresie

ce   v

c 'p



 p  2 g T2*  1   e*  A   p2  



k ' 1 k'

  

.

(268a)

La o destindere totală a gazului în ajutajul de reacţie până la presiunea atmosferică formulele (268) şi (268a) trebuie să se introducă p0   cr p 2*

pe  p0

p0

, în

. Dacă, însă raportul presiunilor

, în ajutajul de reacţie convergent gazul se va destinde până la presiunea

pcr  p 2*  cr  p0

, căpătând în acest timp viteza critică de scurgere

în formula (268a) presiunea

pe

2  pcr  p  cr  p  '   k 1 * 2

prin

* 2

simplificare, se obţine 31



ccr

k' k ' 1

. În acest caz, inlocuind

cp şi

A



k' k ' 1

, după

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

ce  ccr   v

Temperatura

Te

Capitolul III:Principii fizice

k' 2 g ' T2* k 1

.

în secţiunea de ieşire a ajutajului de reacţie dacă pereţii ajutajului şi ai

camerei de trecere nu se răcesc (adică nu sunt conturaţi de aer, sunt izolaţi de căldură), poate fi determinată aproximativ considerând că schimbul de căldură în mediul exterior lipseşte. Pentru acest caz, ecuaţia entalpiei gazului în porţiunea dintre secţiunea de ieşire a ajutajului şi secţiunea de ieşire a turbinei, se poate scrie astfel: c 'p (T2  Te ) 

A 2 (ce  c 22 ) 2g

,

De unde ce2  c 22 Te  T2  8380c 'p

.

(269)

Dacă pereţii ajutajului şi ai camerei intermediare sunt răciţi atunci, la determinarea Te

temperaturii

, se poate considera, fără eroare, căldura de frecare primită de gaz egală cu

căldura evacuată de gaz, în aerul de răcire şi se poate folosi ecuaţia adiabaticei, adică

Te  Te ad

 p   T2*  e*   p2 

k ' 1 k'

.

Aici, ca şi în formula (268), la o destindere totală în ajutaj, incompletă

pe  pcr

pe  p0

, iar la o destindere

.

Suprafaţa secţiunii de ieşire a ajutajului de ieşire convergent se determină cu formulele care rezultă din ecuaţia de debit

1) Când

p0   cr p 2*

32

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

Se 

2) Când

G g R 'Te ce p 0

;

(271)

p0   cr p 2* Se 

În cazul când

G g R 'Tcr ccr pcr



G g R 'T2* ccr p 2*



1

 cr k ' (271a)

pe  pcr  p Te  Tcr  T2*  cr*  p2

Unde

Capitolul III:Principii fizice

k ' 1 k'

  

T  * 2

k ' 1 k' cr

, pe  p 2*  cr

Tcr

este temperatura la sfârşitul destinderii până la presiunea . e'e' Suprafaţa secţiunii de intrare a ajutajului de reacţie , când acesta este precedat de

camera intermediară, în care curentul de gaz se frânează, se determină din viteza

parametrii de stare a gazului

p e'

şi

Te'

ce'

şi

în această secţiune, adică la ieşirea din camera

intermediară. ce' Viteza este dată. Se recomandă ca această viteză să se ia cu atât mai mică cu cât camera intermediară este mai lungă şi mai ales cu cât lungimea presupusă la instalarea tubului suplimentar de evacuare, plasat între această cameră şi ajutajul de reacţie, este mai mare. La ce'  (0,7  0,9)c 2

motoarele actuale p e' Presiunea poate fi determinată în mod analog din formula (81), adică



c  (1   ct )c  p e'  p 2  1   8380c 'pT2   2 2

'2 e

' e

k' k ' 1

.

(272)

T

Temperatura

pentru camerele cu pereţii răciţi pe baza considerentelor anterioare va fi c 2  ce' 2 Te'  T2  2 . 8380c 'p (273) Pentru camera intemediară cu pereţii răciţi

33

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert generale:Ajutajul reactiv

 p'  Te'  T2  e   p2 

Sau, determinând raportul

Capitolul III:Principii fizice

k ' 1 k

pe' p2

din formula (272), c 2  (1   ct )ce'2 Te'  T2  2 8380c 'p

Pentru orientare, valoarea coeficiantului

 ct

.

(274)

din formulele (272) şi (274), care ia în

considerare pierderea de energie (la frecare) în cazul frecării curentului în camera intermediară se poate lua 0,08 – 0,10

34

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert

Capitolul III:Principii fizice generale:Tracțiunea

4.2.Tracțiunea Forta de tractiune a unui turboreactor este data de relatia:

Unde: FN= forta de tractiune ṁ air= masa aerului ce trece prin motor ṁ fuel= masa combustibilului ce intre in motor Ve= viteza jetului(pana de evacuare)și se presupune a fi mai mică viteză sonică V= viteza de admisie a aerului=adevărata vitezei a aeronavei (ṁ air + ṁ fuel)ve=forța de tracțiune brută(FG) ṁ air v= forta de tractiune negativa a aerului de admisie(ram drag)

Ecuația de mai sus se aplică numai pentru motoare cu reacți, care au admisie de aer .Ea nu se aplică motoarelor de rachete.Cele mai multe tipuri de motor cu reacție au admisie de aer,care oferă cea mai mare parte a fluidului care iese la evacuare

Motoarele pentru rachete convenționale, cu toate acestea, nu au admisie, oxidantul și combustibilul ambele fiind transportate în interiorul vehiculului.

Prin urmare, motoarele de racheta nu au tractiune negative(ram drag) și forța brută a duzei motorilui de racheta este forța bruta a motorului. Prin urmare, caracteristicile de tracțiune ale unui motor de rachetă sunt diferite de cele ale unui motor cu reacție , iar tractiunea este independentă de viteza.

Dacă viteza jetului de la un motor cu reacție este egal cu viteză sonică, duza motorului se sufoca. Dacă duza se sufoca, presiunea la ieșirea din duza este mai mare decât presiunea atmosferică si termeni suplimentari trebuie adăugati la ecuația de mai sus pentru a ține cont de forța de presiune.

Debitul de combustibil care intră în motorul este foarte mic în comparație

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert

Capitolul III:Principii fizice generale:Tracțiunea

cu debitul aerului. Daca contributia combustibilului la forta de tractiune a duzei este ignorat. Forta de tractiune este :

Viteza jetului (Ve) trebuie să depășească viteza reală a aeronavei (V) în cazul în care se dorește o tractiune pozitiva la bordul aeronavei. Viteza (Ve) poate fi calculată pe baza termodinamici cu ajutorul expansiunii adiabatice.

Mărirea tracțiunii Tractiunea motorului poate fi mărită prin injectarea de fluide suplimentare și este numita apoi de tracțiune umeda.Motoarele timpurii și unele motoare non-afterburning folosesc injecție cu apă pentru a crește temporar tractiunea. Apa este injectată la intrarea compresorului de aer sau a difuzorului pentru a se răci aerul ,care permite o creștere a presiunii de ardere . Un 10-30% impuls suplimentar poate fi astfel dobândit. Metil sau alcool etlic (sau un amestec de unul sau ambele dintre acestea cu apă) a fost folosit în trecut pentru injectare. Cu toate acestea, apa are o temperatura mai mare de evaporare, și de aceea este ,în general ,singurul lichid folosit pentru marirea tractiunii .

4.3.Eficiența energiei Eficiența energiei(

) a motoarelor cu reactie are doua component:

*Eficiență de propulsie (

): Cat de mult din energia jetului ajunge in

caroseria vehiculului si nu devine energia cinetică a jetului. *Eficiență ciclului(

):Cât de eficient motorul poate accelera jetul.

Chiar dacă eficiența energetică (

) globală este pur și simplu:

Pentru toate motoarele cu reacție eficiența propulsie este mai mare atunci când motorul emite un jet de evacuare cu o viteză care este egala, sau aproape egala, cu viteza vehiculului care da cea mai mică energia cinetică reziduală. Formula pentru motoare aer -breathing care se deplasează la viteza (V) cu o viteză de evacuare (Ve), precum și neglijarea debitului de combustibil, este:

Iar pentru o rachetă:

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert

Capitolul III:Principii fizice generale:Tracțiunea

În plus față de eficiență de propulsie, un alt factor este eficiența ciclului; în esență, un motor cu reactie este de obicei o formă de motor termic. Randamentul motorului termic este determinat de raportul dintre temperaturile atinse în motorul cu cele ale duzei, care la rândul său este limitată de raportul total de presiune care poate fi atins. Eficiență Ciclului este cea mai mare la motoarele de rachetă (~ 60%) +, deoarece acestea pot atinge temperaturi extrem de ridicate de ardere. Eficiență Ciclului în turboreactoare și celelalte motoare similare este aproape de 30%, ca urmare a temperaturi de ardere mai mici.(peak cycle)

Dependența eficienței de propulsie (η) de raportul viteză: vehiculului / evacuare (v / ve) pentru motoare cu reacție Figura nr 3.1

Eficiența arderii de cele mai multe ori la motoare tip turbină cu gaz în condiții de decolare la nivelul mării este de aproape 100%. Aceasta scade neliniar la 98% în condiții de modificare a altitudinii. Raportul aercombustibil variază de la 50: 1 la 130: 1. Pentru orice tip de cameră de ardere există o limită maxima și una minima la raportul aercombustibil, dincolo de care flacăra se stinge.Raportul aer-carburant între limitele maxime și minime se reduce cu o creștere de viteză a aerului. În cazul în care creșterea debitului masic de aer reduce raportul mai jos de o anumită valoare, flacara se stinge.

În turbinele aeronavelor, raportul regulat de combustibil este mai mic decât raportul cel mai eficient de combustibil de 15%. Prin urmare, numai o parte din aer este utilizat în procesul de combustie. O parte din combustibil nu este complet arsa, lăsând un amestec de monoxid de carbon, funingine, și hidrocarburi în urmă. Acestea se ridică la 50-2000 ppm,(inactive) și scad în timpul la 1-50 ppm(cruising). Acesta este motivul pentru care aerul din jurul aeroporturilor este rău.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert

Limitele tipice de stabilitate ale arderii ale unei turbine cu gaz Figura nr 3.2

Capitolul III:Principii fizice generale:Tracțiunea

Eficiență de combustie tipică a unei turbine cu gaz a unei aeronave în intervalul de funcționare. Figura nr 3.3

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Consumul de combustibil sau de carburant

4.4.Consumul de combustibil sau de carburant Un concept strâns legat (dar diferit) a eficienței energetice este rata de consum a masei de carburant. Consumul de combustibil în motoarele cu reacție este măsurat prin “Consumul specific de combustibil”, ”Impuls specific” sau “Eficenta vitezei de evacuare.” Toate măsoară același lucru. ‘’Impulsul specific’’ și “Eficenta vitezei de evacuare.” sunt strict proporționale, în timp ce “Consumul specific de combustibil” este invers proporțională cu celelalte. Pentru motoarele airbreathing, cum ar fi turboreactoare, eficiența energetică și eficenta carburantului(combustibil) sunt cam același lucru, deoarece carburantul este un combustibil și sursa de energie. În rachete, carburantul este, de asemenea evacuat, iar acest lucru înseamnă că un carburant cu o energie mai mare oferă o mai bună eficiență a combustibilului, dar poate ca, în unele cazuri, de fapt, eficiență energetică este mai mică. Se poate observa în tabelul de mai jos că turboreactoare cu flux dublu subsonice, cum ar fi CF6 General Electric ,folosesc mult mai puțin combustibil pentru a genera tracțiune pentru o secunda spre deosebire de Snecma Olympus 593 si turboreactoare lui Concorde cuRolls-Royce. Cu toate acestea, deoarece energia este forța ori distanța și distanța pe secunda a fost mai mare pentru Concorde, puterea reală generată de motore pentru aceeasi cantitate de combustibil a fost mai mare pentru Concorde la Mach 2 decât CF6. Astfel, motoarele Concorde au fost mai eficiente din punct de vedere al tracțiunii pe kilometru.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Consumul de combustibil sau de carburant

Tabel 3.1 Consumul specific de combustibil (SFC), impuls specific si numerele de eficienta a vitezei de evacuare pentru diferite motoare cu reactive si de rachetă .

Tip de motor

NK-33 motor racheta

Scenariu

Vacuum

SFC in lb/ (lbf·h)

Evacuare SFC in Impuls eficientă g/ specific viteza (m/ (kN·s) (s) s)

10.9

309

331

3,240

7.95

225

453

4,423

4.5

127

800

7,877

J-58 turboreactor

SR-71 at Mach 3.2 (Wet)

1.9

53.8

1,900

18,587

RollsRoyce/Snecma Olympus 593

Concorde Mach 2 cruise (Dry)

1.195

33.8

3,012

29,553

CF6-80C2B1F turbofan

Boeing 747-400 cruise

0.605

17.1

5,950

58,400

General Electric CF6turbofan

Sea level

0.307

8.696

11,700

115,000

Space SSME motor shuttle racheta Performanta vacuum Propulsiei Ramjet

Figura Mach 3.4 1

Impulsul specific în funcție de viteză pentru diferite tipuri de reactor cu combustibil kerosen (cu hidrogen ISP ar fi mai mare de două ori). Deși eficiență scade cu viteză, cand distanțele mai mari sunt acoperite, se pare că eficiența pe unitate distanță (per km sau mila) este aproximativ independentă de viteză pentru motoare cu reacție ca un grup; cu toate acestea airframes devein ineficiente la viteze supersonice.(figura 3.4)

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Consumul de combustibil sau de carburant

4.5.Raport tracțiune/greutate Raportul tracțiune-greutat la motoarele cu reacție cu principii similare variaza oarecum ca o scară, dar este in funcție de tehnologie de construcție a motorului. În mod clar pentru un motor,cu cat e mai mic cu atat raport tracțiune/greutate este mai bun, deoarece mai puțin combustibil este utilizat pentru a compensa tractiunea ce este necesare pentru a ridica greutatea motorului sau pentru a accelera masa motorului.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Consumul de combustibil sau de carburant

Motor cu reactie sau de racheta RD-0410 motor rachetă nucleară

Ma ss (kg )

Mas s (lb)

Thru st (kN)

Thrust (lbf)

Raport tracțiune/gre utate

Cum se

2,000

4,400

35.2

7,900

1.8

J58 motor turboreactor (SR-71 2,722 Blackbird)

6,001

150

34,000

5.2

RollsRoyce/Snecma Olympus 593 turboreactor cu reîncălzire(Concord e)

3,175

7,000

169.2

38,000

5.4

Pratt & Whitney F119

1,800

3,900

91

20,500

7.95

RD-0750 motor rachetă, modul cu trei-propulsori

4,621 10,188

1,413

318,000

31.2

RD-0146 motor racheta

260

570

98

22,000

38.4

SSME motor racheta(Space Shuttle)

3,177

7,004

2,278

512,000

73.1

RD-180 motor racheta

5,393 11,890

4,152

933,000

78.5

RD-170 motor racheta

9,750 21,500

7,887 1,773,000

82.5

F-1 (Saturn V )

8,391 18,499 7,740.5 1,740,100

94.1

NK-33 motor racheta

1,222

2,694

1,638

368,000

440

970

690

160,000

Merlin 1D motor racheta

Tabel 3.2

136.7 159.9

poate vedea în tabelul de nai sus, motoarele pentru rachete obțin, în general, raporturi tracțiune-greutate mult mai mari decât motoarele cu

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Consumul de combustibil sau de carburant

reactie, cum ar fi turboreactoare și turbopropulsoare. Acest lucru se intampla pentru că rachetele utilizeaza (aproape universal ) un lichid dens sau masa de reacție solida, care oferă un volum mult mai mic și, prin urmare, sistemul de presurizare care supplies duza este mult mai mic și mai ușor pentru aceeasi performanta. Motoarele cu reactie au de-a face cu aer care este două până la trei mai puțin dens și acest lucru dă presiunii zone mult mai mari, ceea ce duce la necesitatea mai multor materiale pentru a ține motorul împreună și pentru compresorul de aer.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert

Capitolul III:Principii fizice generale:Compararea tipurilor

4.6.Compararea tipurilor Motoarele cu elice sunt utile pentru comparație. Ele accelereaza o masă mare de aer, dar cu o schimbare de viteza maxima relativ mica. Această viteză redusă limitează forța maximă de tractiune a oricărui avion cu elice. Cu toate acestea, pentru că ele accelereaza o masă mare de aer, motoarele cu elice, cum ar fi turbopropulsoare, pot fi foarte eficiente. Pe de altă parte, turboreactoare accelereza o masă mult mai mica de aer de admisie și de combustibil ars, dar ele ajung la viteze mult mai mari, ceea ce este posibil prin utilizarea unei duze de Laval care accelereaza evacuarea motorului. Acesta este motivul pentru care turboreactoarele sunt potrivite pentru aeronavele care călătoresc la viteze supersonice sau chiar mai mari. Turboreactoarele cu flux dublu au o evacuare mixta formata din aer bypass și gaz fierbinte produs de arderea de la motor. Cantitatea de aer care ocolește centrul motorului comparativ cu cantitatea care intra în motor determină ceea ce se numeste raport de by-pass al unui turbofan ( BPR). În timp ce un motor turboreactor foloseste toata producția motorului pentru a produce tractiune, sub forma unui mare jet fierbinte de gaze cu o viteza mare de evacuare, rapoartul de aer by-pass ale unui turbopropulsor este între 30% și 70% din forța totală produsă de un sistem turbofan .

Tractiunea (FN), generata de un turbofan este:

în cazul în care:

Comparatia turboshafl ,low by-pass si turbojet care zboara la atitudinea de 10km cu viteze variate.Axa vertical arata eficenta motorului Figura 3.5

ṁe = rata de masa a combustibilului ars de la centrul motorului. ṁo = rata de masa totala a aerui care intră în turbofan = mc + mf ṁc = rata de masă a aerului care intra in centrul motorului ṁc = rata de masă a aerului care ocolește centrul motorului

vf = viteza curentului de aer care ocoleste centrul motorului ve = viteza gazului care iese din centrul motorului vo = viteza totala a aerului admis = adevarata viteza a aeronavei BPR = raportul de ocolire a aerului

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Altitudine și viteză;Zgomot

Motoarele de rachete au viteza de evacuare extrem de mare și, prin urmare, sunt cele mai potrivite pentru viteze mari (hipersonice) și altitudini mari. La orice viteza, forța și eficiența unui motor de rachetă se îmbunătățește ușor odată cu creșterea altitudinii (deoarece presiunea scade crescând astfel tracțiune netă ), în timp ce la un turboreactor (sau turborfan) scaderea densitatii aerului admis (și a gazelor fierbinți care părăsesc duza) determină scaderea fortei de tractiune odată cu creșterea altitudinii. Motoarele de rachete sunt mai eficiente si decat scramjeturile .

4.7.Altitudine și viteză Cu excepția scramjeturilor, motoarele cu reacție, fara siteme de intrare pot admite aer pana la aproximativ jumătate din viteza sunetului. Sistemul de admisie pentru avioane supersonice si transsonic are rolul de a incetini aerul și a efectua o parte din compresie.

Limita maximă de altitudine la motoare este stabilit de abilitatea de ardere .La altitudini foarte mari aerul devine prea subțire( thin) pentru a arde, sau după comprimare, prea cald. Pentru motoarele turboreactoare altitudini de aproximativ 40 km par a fi posibile, în timp ce, pentru motoarele statoreactoare 55 km poate fi atins. Scramjet-urile pot ajunge teoretic la 75 km.Motoarele de racheta, desigur, nu au nici o limită de altitudine.

La altitudini mai modeste, zborul rapid determina comprimarea aerului în partea din față a motorului, iar acesta încălzește foarte mult aerul. Limita superioară este de obicei considerata a fi de aproximativ 5-8 Mach, deoarece mai sus de Mach 5.5, azotul atmosferic tinde să reacționeze datorită temperaturilor ridicate la admisie și acesta consumă energie semnificativ. Excepție de la acest lucru este scramjet-ul care poate fi în măsură să ajunga la Mach 15 sau mai mult, așa cum el evită încetinirea aerului, Motoarele de racheta nu au nici o limita de viteza.

4.8.Zgomot Zgomotul emis de un motor cu reacție are mai multe surse. Acestea includ, în cazul motoarelor tip turbină cu gaz: ventilator, compresor, combustie, turbină și jetul de propulsie.

Jetul de propulsie produce un zgomot ce este cauzat de acțiunea de

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul III:Principii fizice generale:Altitudine și viteză;Zgomot

amestecare violentă a jetului de mare viteză cu aerul din jur. În cazul subsonic zgomotul este produs de vârtejuri și în cazul supersonic de valuri Mach.Puterea sunetului radiată de la un jet variază cu viteza jetului ridicata la puterea a opta pentru viteze de până la 2.000 ft / sec și variază în funcție de viteza la a 3 dupa 2000 ft / sec. ,astfel, jeturile de evacuare cu viteze inferioară emise de motoarele turboreactoare cu flux dublu, (cum ar fi cele de mare by-pass )sunt cele mai liniștite, în timp ce celecare au jeturi foarte rapide,(cum ar fi la :rachete, turboreactoare, și statoreactoarele,) sunt cel mai zgomotoase.

Pentru aeronavele jet comerciale zgomotul jetului e redus de la turbojet prin intermediul motoarelor de by-pass pentru turboreactoare cu flux dublu, ca urmare a reducerii progresive în propulsie si viteza ale jetului. De exemplu JT8D, un motor de by-pass, are o viteză jet de 1450 m / s în timp ce JT9D, un turbofan, are viteza jet de 885 ft / sec (la rece) și 1190 ft / sec (cald).

Apariția turbopropulsoare înlocuiește zgomotul jetului cu un alt sunet cunoscut sub numele de "buzz saw" . Originea lui este in undele de soc de la paletele ventilatorului supersonic la decolare .

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul IV:Părțile componente ale unui motor cu reacție

5.Capitolul IV: Părțile componente ale unui motor cu reacție

Un motor cu reacţie este format din:admisie, compresor, cameră de combustie, turbină şi duza de evacuare. Pe lângă aceasta, la unele tipuri de motoare, mai poate să apară un rotor cu pale, amplasat înaintea compresorului, un mixer şi un sistem de post combustie.

o Admisia[Fig4.1 si 4.2]

Fig 4.1 si 4.2

Admisia aerului are ca scop aducerea unor cantități mari de aer în jurul motorului. Un tub de admisie va avea, de obicei, formă cilindrică sau conică. Orificiile de admisie vin în multe forme și mărimi, în funcție de aeronava. o Compresorul

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul IV:Părțile componente ale unui motor cu reacție

Compresorul se rotește la o viteză foarte mare, mărind energia fluxului de aer și în același timp îl comprimă intr-un spatiu mai mic. Comprimarea aerului crește presiunea și temperatura.Compresorul este acționat de turbină. Compresoare utilizate în turboreactoare sunt clasificate în principal astfel: Compresoare axiale de debit [fig 4.3],

Fig 4.3

Compresoare centrifugale [fig 4.4]. o Compresoare axiale de debit [Fig 4.5] Compresoarele axiale sunt palete rotative, bazat pe curgerea fluidului de lucru în lungul axei de rotație. Compresoare axiale constau într-un arbore care conduce un cilindru central care are un număr de rânduri inelare cu palete atașate. Acestea se rotesc între un număr similar de rânduri cu palete staționare atașate la o carcasă tubulară staționară. Aria secțiunii transversale între

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul IV:Părțile componente ale unui motor cu reacție

tamburul rotor și carcasa este redusă în direcția de curgere pentru a menține viteza axială când lichidul este comprimat.

Fig 4.5 Compresor axial

o Compresoare centrifugale [Fig 4.6] La compresoarele centrifugale fluidul de lucru curge perpendicular pe axa de rotație. Compresoare centrifugale constau dintr-un arbore care conduce un rotor, care are un număr de lame curbate. Rotorul se rotește într-o carcasă care este proiectată pentru a converti energia cinetică a fluidului în energie de presiune înainte de a părăsi compresorul.

[Fig 4.6]. Compresoare centrifugal

 Camera de combustie [fig 4.7] Într-o motor cu reacție amestecul de aer și combustibil trece neizolat prin camera de ardere. Deoarece amestecul arde temperatura creste dra-matic.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul IV:Părțile componente ale unui motor cu reacție

Camera de ardere este, de obicei, sub formă de conservă, care cuprinde injectorul de carburant și suportul de flacără.

 Turbina [fig 4.8]Fig 4.7 Camera de combustie Gazele fierbinți care ies din camera de combustie sunt lăsate să se dilate in turbină. Ele sunt fabricate, de obicei, din metale care rezistă la temperaturi ridicate. Energia de rotație a turbinei este utilizată în principal pentru a conduce compresorul și alte accesorii, cum ar fi combustibili, uleiuri si pompe hidraulice. Într-un motor cu reacție aproape două treimi din toată puterea generată de un combustibil este folosită de compresor pentru a comprima aerul pentru motor.

Fig 4.8 Turbina

 Duza de evacuare[Fig 4.9] După ieșirea din turbină, gazelor le este permis să se extindă prin duza de evacuare la presiunea atmosferică, producând un jet de mare viteză. Într-un ajutaj convergent, tubulatura se îngustează progresiv spre ieșire.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul IV:Părțile componente ale unui motor cu reacție

Fig 4.9 Duza de evacuare

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

6.Capitolul V:Aplicații  Messerschmitt Me 262[Fig 5.1] Messerschmitt Me 262 Schwalbe („Rândunica”) a fost primul avion cu reacție operațional din lume introdus de Luftwaffe. Messerschmitt Me 262 este primul avion cu reacție operațional, intrat în producția de serie în iunie 1944. Motorizat cu două turboreactoare Junkers-Jumo-004B-1/2/3-Orkan, avionul avea anvergura de 12,51 m, o lungime de 10,60 m și o greutate maximă la start de 7.130 kg. Viteza maximă era de 870 km/h, cu o rază de acțiune de 1.050 km. Era echipat cu patru tunuri automate de 30 mm și putea să transporte bombe în greutate de 1.000 kg. Intrat târziu în luptă, Messerschmitt Me 262 nu a mai putut influența soarta războiului. A fost produs în 1 430 de bucăți de compania Messerschmitt AG, fiind un avion de vânătoare, dar care putea îndeplini și misiuni de bombardament. Me 262 a avut doi operatori, Luftwaffe și Forțele Aeriene ale Cehoslovaciei, dar a fost scos din uz în 1945 de germani, iar în 1957 de cehoslovaci.

Fig 5.1 Messerschmitt Me 262

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

 Concorde[Fig 5.2] Aérospatiale-BAC Concorde a fost un avion supersonic de pasageri. A fost rezultatul unui tratat guvernamental încheiat între guvernul francez și britanic, combinând eforturile companiilor Aérospatiale și British Aircraft Corporation. Cu doar 20 de aeronave construite în total, costul fazei de dezvoltare a reprezentat un mare eșec economic. În plus, Air France și British Airways au fost subvenționate de guvern pentru a cumpăra aeronava. Dintre aeronavele supersonice comerciale Concorde a avut cel mai mare succes, Tupolev Tu-144 fiind cealaltă aeronavă. Tu-144 avea o viteză maximă mai mare, dar consumul era mai mare și autonomia mai mică față de Concorde. Zburând pentru prima oară în 1969, Concorde și-a început serviciul comercial în 1976 și a continuat timp de 27 de ani. A operat zboruri transatlantice din Heathrow, Londra (British Airways) și Charles de Gaulle, Paris (Air France) către JFK, New York și Dulles, Washington; zburând la viteze record, parcurge aceste distanțe în mai puțin de jumătate timpul celorlalte avioane. Concorde a mai stabilit și a alte recorduri, inclusiv recordul mondial oficial FAI "Westbound Around The World" și "Eastbound Around the World" la viteză. Ca urmare a unicului accident din 25 iulie 2000, a efectelor economice ce au urmat evenimentelor din 11 septembrie 2001 și a altor factori, zborurile au încetat la 24 octombrie 2003. Ultimul zbor a avut loc pe 24 noiembrie în acel an. Concorde era un aparat cu aripile în forma literei delta (sau “ogivă”) cu patru motoare Olympus bazate pe cele dezvoltate inițial pentru bombardierul strategic Avro Vulcan. Motoarele au fost construite în cooperare de către Rolls-Royce și SNECMA. Concorde a fost primul avion civil cu circuite de comandă a zborului complet electrice. Botul avionului era înclinabil pentru o mai bună vizibilitate la viteze mici și aerodinamicitate sporită la viteze mari. Acestea și alte caracteristici îi permiteau avionului Concorde să atingă o viteză medie de croazieră de 2,02 Mach (circa 2.140 km/h sau 1.330 mph) cu o altitudine maximă de zbor de 18.300 metri, peste dublul vitezei avioanelor convenționale. Viteza de aterizare era relativ ridicată: 298 km/h. Concorde beneficia de multe inovații tehnice Pentru un zbor optim, la viteze înalte: -Aripi în formă de delta dublă (ogivă)

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

-Admisie aer motor cu secțiune variabilă și comandă electronică -Postcombustie -Motoare comandate electronic, predecesoarele actualului sistem de comandă a motoarelor FADEC -Secțiune a botului înclinabilă pentru vizibilitate crescută la aterizare Pentru greutate scăzută și performanțe crescute:

-Viteză de croazieră de 2,04 Mach (2,200 km/h) pentru un consum de combustibil optim (rezistență supersonică minimă) -Fuzelaj și aripi din aliaje de aluminiu, un bun compromis între greutate și rezistență la temperatură -Pilot automat ce permitea gestiunea automată a puterii și operarea fără mâini a avionului de la decolare și până la aterizare -Circuite de comandă a zborului complet electrice (fly-by-wire) -Suprafețe de control ale zborului multifuncționale -Sistem hidraulic de mare presiune (28 MPa) pentru componente hidraulice mai ușoare -Comandă electrică a sistemului de frânare -Stabilizarea avionului prin transvazarea internă a combustibilului în interiorul fuzelajului, realizând astfel controlul centrului de greutate -Componente turnate dintr-o singura bucată pentru reducerea îmbinărilor și a greutății -Lipsa unui generator auxiliar (Concorde urmând să opereze doar pe aeroporturi mari, dotate cu grupuri electrogene la sol) Concorde este un avion cvadrimotor. Motoarele sunt dispuse două câte două. O mare problemă de proiectare și construcție a motoarelor survenea din faptul că avionul zbura atât la viteze subsonice cât și supersonice, în timp ce viteza aerului ce trecea prin motor trebuia să fie inferioară celei a sunetului, chiar și la viteză supersonică. Soluția constructivă cuprindea o pereche de rampe de admisie și o serie de voleți a căror poziție era modificată în timpul zborului pentru a le închide sau deschide. Rampele erau situate în fața

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

compartimentului motor. La decolare, când motorul era în plină sarcină, secțiunea rampelor era deschisă la maxim și un volet suplimentar se deschidea pentru a permite admisia unui flux de aer maxim. Când aparatul se apropia de viteza de 0,7 Mach, acest volet suplimentar era închis; la 1,3 Mach secțiunea rampei de admisie începea să fie obturată pentru a devia fluxul de aer pentru presurizarea cabinei și răcirea carcasei motorului. La viteza 2,0 Mach jumătate din secțiunea rampelor de admisie era obturată. Efectul lor era dublu: comprimau și încălzeau aerul ce ajungea la motor.

Fig 5.2

Oprirea unui motor la avioanele Aérospatiale-BAC convenționale este Concorde o mare problemă; avionul pierde din forța de propulsie iar motorul opune rezistență la înaintare și intră în derivă aplecându-se în direcția motorului defect. Dacă acest lucru s-ar fi întâmplat în cazului avionului Concorde la viteze supersonice, structura de rezistență a avionului ar fi cedat. Totuși, un motor oprit nu mai are nevoie de aer, astfel că, în cazul avionului Concorde, efectele opririi unui motor erau imediat contrabalansate de deschiderea voletului suplimentar și obturarea completă a rampelor de admisie, deviind aerul în jurul motorului, câștigând portanță și minimizând rezistența aerodinamică a motorului defect. În timpul testelor cu avionul Concorde ambele motoare de pe aceeași parte a avionului au putut fi oprite la viteza de 2 Mach fără ca să apară dificultăți în a controla aparatul. Motorul bombardierului englez Vulcan, Bristol (apoi Rolls-Royce plc) OLYMPUS 593 a stat la baza celui care echipa avionul Concorde. Modificări importante au permis creșterea tracțiunii și diminuarea consumului în regim subsonic. Versiunea finala a fost Mk IV. Concepția (dificilă), realizarea și punerea la punct a traseelor aerului în amonte și în aval de motor a fost realizată de SNECMA. (părțile mobile, rampele etc.). Aeronavele Concorde

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

franțuzești erau echipate cu aceleași motoare ca cele englezești, doar că erau asamblate de SNECMA. Secțiunea motorului: flux simplu, dublu corp (compresor de joasă și înaltă presiune), camere de combustie inelare, turbine de joasă și înaltă presiune. A fost adăugat un sistem de postcombustie și un sistem de evacuare a gazelor arse cu secțiune variabilă. O cuplă de accesorii, antrenată de corpul de presiune înaltă permitea acționarea alternatoarelor, a pompelor hidraulice, a pompelor de alimentare cu carburant de joasă și înaltă presiune. Reglarea puterii este realizată în corpul de înaltă presiune (contrar motoarelor actuale unde reglarea se face în corpul de joasă presiune). Avionul folosea postcombustia doar la decolare și la trecerea în regimul supersonic. Motoarele erau capabile să atingă viteza 2 Mach și fără postcombustie, dar în practică s-a descoperit că avionul consuma mult mai mult combustibil în perioada trans-sonică, chiar dacă postcombustia este relativ ineficientă. Deoarece motoarele cu reacție nu sunt deloc eficiente la viteze mici, Concorde mergea pe pistă folosind doar două motoare pornite.

 F-15 Eagle[Fig 5.2] F-15 Eagle produs de McDonnell Douglas (Boeing, după alipire în 1997) este un avion bimotor cu postcombustie, capabil de zbor de noapte, pe toate condițiile meteo, proiectat să penetreze spațiul aerian inamic, să obțină și să mențină superioritatea aeriană. A fost proiectat pentru Forțele Aeriene ale Statelor Unite, și a zburat pentru prima dată în iulie 1972. Este unul dintre cele mai reprezentative aeronave a erei moderne. Datorită performanțelor și a surveivabilității de neegalat, F-15 va rămâne în serviciu activ, urmând să fie retras cel mai devreme în 2020.

Fig 5.2 F-15 Eagle

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

 F-15E Strike Eagle[Fig 5.3] F-15E Strike Eagle este un avion de luptă multirol modern al USAF, proiectat pentru a ataca ținte inamice la sol adânc în spatele liniilor inamice. Este o versiune aer-sol a avionului de vânătoare F-15 Eagle. El și-a demonstrat valoarea în operațiuni ca Operațiunea Furtună în deșert și Operațiunea Forțele Aliate, distrugând alte avioane și sprijinind trupele de la sol. F15E Strike Eagle se poate distinge de celelalte variante ale avionului F-15 datorită camuflajului întunecat, precum și rezervoarelor de carburant montate langă rampele de admisie.

Fig 5.3 F-15E Strike Eagle

 Boeing 747[Fig 5.4]

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

Boeing 747 este un avion american de pasageri cvadrimotor lung și foarte lung, curier de mare și foarte mare capacitate produs de firma Boeing. Este un avion cu două culoare (de diametru mare, sau wide body). Timp de 35 de ani (1970-2005) a deținut recordul de cel mai mare avion de pasageri din lume, record doborât de Airbus A380. Din cauza mărimii, a fost poreclit și Jumbo Jet. Avionul este un avion cu două etaje, etajul superior fiind mai scurt decât cel inferior, creând impresia unei cocoașe, fiind astfel ușor recunoscut inclusiv de către publicul larg. Este cel mai popular avion de capacitate foarte mare, fiind produse 1387 de bucăți, cu încă 120 comenzi, atât de marfă cât și de pasageri. În mod normal, transportă până la 524 pasageri la 0.85 Mach pe o distanță de maxim 13.446 km. Deși proiectanții se așteptau să devină rapid depășit, au fost produse 4 generații ale modelului, cu o a cincea urmând a fi lansată în 2009. Avionul a fost produs ca urmare a revoluției în transportul aerian survenite în anii 1960. Dacă cu doar 10 ani în urmă, transportul aerian era un produs de lux, inaccesibil majorității populației, revoluția adusă de avioanele cu reacție, precum Boeing 707 și DC-8 a dus la necesitatea unui produs care să poată transporta un număr foarte mare de oameni, mai ales la clasa economic (pe atunci numită "turist"), pe distanțe mari, fără oprire. Ideea a aparținut lui Juan Trippe, de la PanAm o figură legendară în aviație, acesta contactând Boeing după ce acesta pierduse un contract pentru realizarea unui avion de mare capacitate pentru armata americană. Un lucru revoluționar la acest avion a fost includerea de motoare cu reacție turboventilatoare cu bypass înalt, având putere mai mare pentru un consum de combustibil mult redus. Inițial s-a gândit oferirea modelului cu două etaje pe întreaga capacitate, dar, problemele legate de evacuarea în caz de urgență au dus la creșterea diametrului fuselajului, și reducerea etajului superior. A fost astfel creat primul avion cu diametru mare și două culoare din lume. Etajul superior a fost lăsat dintr-un motiv simplu - se credea că viitorul aparține avioanelor supersonice, precum Concorde, și Boeing 747 va fi destinat exclusiv transportului de mărfuri. Plasarea cabinei de pilotaj la etaj superior, permite încărcarea frontală, prin conul din botul avionului. Cum din cauza prețurilor la combustibil, și crizei petroliere din anii 1970 transportul supersonic nu s-a materializat pe scară largă, Boeing 747 a rămas, timp de aproape 30 de ani, un avion preponderent de pasageri. De-abia după 1997, producția modelului de marfă a depășit-o pe cea de pasageri.

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

Prima comandă a fost dată de PanAm, pentru 25 de bucăți, în aprilie 1966. Construcția efectivă a avionului s-a dovedit o provocare - Boeing nu avea nicio clădire suficient de mare, așa că a trebuit construită una, la Everett lângă Seattle. Așa de mare a fost graba, încât modelul de test a fost produs odată cu construcția clădirii, avionul trebuind să fie terminat până în 1970. Clădirea construită pentru proiect este cea mai mare (după volum) din lume.

Testarea avionului a fost problematică - evacuarea a 560 de oameni în 90 de secunde dovedindu-se o provocare. În plus, a trebuit adăugat balast de uraniu sărăcit în nacelele a două motoare pentru a împiedica oscilații periculoase. Alte probleme au fost cu motoarele JT9D, care aveau probleme majore de construcție, făcând ca 20 de fuselaje să aștepte la un moment dat motoarele în curtea fabricii. În plus, designul și producția au fost atât de scumpe, încât Boeing a trebuit să se împrumute masiv, ratarea fiind sinonimă cu falimentul. Deși inițial au existat îndoieli, mai ales că odată cu 747 apăreau și o serie de avioane trimotoare de mare capacitate, mai mici, dar mai puțini consumatoare de combustibi, Boeing 747 s-a dovedit a fi foarte popular în serviciu, fiind inițial cumpărat de toate liniile aeriene mari din vestul Europei și SUA, (precum British Airways, Air France, TWA etc.). Criza petrolului din anii '70, urmată de apariția de avioane bi-motoare de mare capacitate a scos avionul de pe rute mai scurte și mai puțin căutate, acesta fiind însă păstrat pe rute de mare distanță cu încărcare mare, și pe rute cu cerere foarte mare - precum Londra-Sydney, Londra-Hong Kong, Tokyo-San Francisco, Tokyo-Osaka etc. Avionul mai este folosit și pe multe rute de vacanță și charter, fiind umplut cu pasageri clasa economic (precum Amsterdam - Sint Martin în Caraibe, sau Paris - Tahiti). Astfel, de-a lungul timpului, avionul a fost lungit, pentru mai mulți pasageri (747-300 și 747-400), scurtat, pentru autonomie mai mare (747SP), dotat cu tehnologii din ce în ce mai noi, pentru a se adapta rolurilor noi.

 F-22 Raptor[Fig 5.5]

Fig 5.4 2 Boeing 747 aleFig Air5.4 France

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

F-22 Raptor produs de Lockheed Martin/Boeing este un avion de vânătoare cu un singur loc, face parte din generația a cincea de avioane militare care dispun de supermanevrabilitate și tehnologie stealth. A fost proiectat în primul rând ca un avion de vânătoare cu superioritate aeriană, dar are și alte capabilități adiționale cum ar fi atacuri la sol, tehnici de luptă folosind arme eletronice și rolul de interceptare a semnalelor inamice. Lockheed Martin Aeronautics este principalul contractor și este responsabil pentru marea parte din fuzelaj, pentru sistemele de armament și pentru asamblarea finală a lui F-22 Raptor. Partenerul de program Boeing Defense, Space & Security a furnizat aripile, fuzelajul de la pupă, integrarea echipamentelor de zbor și control, și toate sistemele de antrenare a piloților și a sistemelor de mentenanță. Aeronava a fost denumită F-22 și F/A-22 în anii de dinaintea intrării în serviciul F.A. USA în decembrie 2005 când a fost redenumit ca F-22A. În ciuda unei perioade de dezvoltare prelungite și costisitoare, Forțele Aeriene ale Statelor Unite ale Americii consideră că F-22 este o componentă critică pentru viitorul puterii aeriene tactice a Statelor Unite, și mărturisește că aeronava nu are rival în comparație cu alte avioane de vânătoare existente sau în construcție, în timp ce Lockheed Martin afirmă că pentru F-22 Raptor combinația de tehnologie stealth, viteză, agilitate, precizie și conștientizarea situației în colaborare cu abilitățile de luptă aer-aer și aer-sol, îl fac să fie cel mai bun avion de vânătoare la modul general din lume în prezent. Angus Houston, șeful Forței de Apărare din Australia, a spus în 2004 ca „F-22 va fi cel mai impresionant avion de vânătoare construit vreodată.” Costul ridicat al aeronavei, lipsa unor misiuni de luptă aer-aer din cauza întârzierii programelor avioanelor de vânătoare din generația a cincea de fabricație rusească și chineză, o interzicere a exporturilor de F-22 Raptor din partea Statelor Unite ale Americii, și dezvoltarea continuă a unor avioane militare de tip F-35, mai versatile și mai ieftine au dus la încheierea producției de F-22 Raptor. În aprilie 2009, Departamentul de Apărare al Statelor Unite ale Americii au propus încetarea plasării de noi comenzi, subiect supus aprobării Congresului, pentru un număr final de 187 de F-22 Raptor produse. Pentru anul fiscal 2010 a fost semnat în octombrie 2009, Actul de Autorizație a Apărării Naționale, unde producția pentru F-22 Raptor a fost încetată. În 1981 Forțele Aeriene ale Statelor Unite ale Americii a propus o nouă cerință pentru un nou avion de vânătoare de superioritate aeriană, Avionul Avansat de Luptă Tactică, pentru a înlocui abilitățile lui F-15 Eagle, în primul rând F-15A, B, C și variantele D. AALT a fost o demonstrație și validare a programului întreprins de F.A. USA în dezvoltarea unei noi generații de avioane militare de superioritate aeriană pentru a contracara amenințările emergente la nivel mondial, incluzând dezvoltarea și proliferarea avioanelor militare din

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert Capitolul V:Aplicații

epoca sovietică de tip Sukhoi Su-27. S-a prevăzut că ATF va incorpora tehnologii emergente, precum aliaje avansate și materiale compozite, sisteme de control avansate de tip fly-by-wire, sisteme de propulsie de putere mare și tehnologie stealth sau detectabilitate radar redusă. O cerere de propunere a fost emisă în iulie 1986 și două echipe contractante Lockheed/Boeing/General Dynamics și Northrop/McDonnell Douglas au fost selectate în octombrie 1986 să întreprindă o fază de demonstrație și validare timp de 50 de luni, culminând cu zborurile de test a două avioane prototip, YF-22 și YF-23. Fiecare echipă de proiectare a produs două prototipuri care avea două opțiuni de motoare, una din ele fiind de tipul propulsiei vectoriale. Turboventilatorul Pratt & Whitney F119 cu propulsie vectorială a fost ales în ciuda cheltuielii în plus și a complexității, deoarece permite raze de întoarcere mai strânse, o capacitate valoroasă în luptele aeriene.

Fig 5.5 F-22 Raptor

Apetri Alexandru Rădeanu Răzvan Turcu Robert 7.Bibliografie

7.Bibliografie www.en.wikipedia.org www.google.ro www.scribd.com www.infoaviatie.ro Notă:În traducerea materialelor pe care le-am consultat au fost folosite fie cunoștințe proprii,fie dicționare.