Autoturboreactor

De la Wikipedia, enciclopedia liberă.
Salt la navigare Salt la căutare
Diagrama unui Air TurboRamjet (ATR)
1) compresor 5) turbină
2) grup de angrenaje 6) injectoare de combustibil ramjet
3) liniile de intrare cu hidrogen și oxigen 7) camera principală de ardere
4) cameră secundară de ardere 8) duza de evacuare

L 'autoturboreattore sau turbostatoreattore este un tip de ciclu combinat de motor de aeronavă care combină caracteristicile unui turbojet cu cele ale unui ramjet . Un exemplu al acestui motor special este Pratt & Whitney J58 instalat pe SR-71 Blackbird .

Principiul de funcționare

Acest tip de motor a fost conceput pentru a depăși principala problemă a statorului-reactor: imposibilitatea de a porni de la o oprire. În timp ce un turboreactor este capabil să ofere un impuls pentru viteze de zbor cuprinse între zero și Mach 3, statorjetul, pe de altă parte, are nevoie de o viteză apropiată de Mach 1 pentru a funcționa, cu randamente scăzute până la Mach 3.

Pe de altă parte, limitarea vitezei de zbor pentru un turboreactor este dată de necesitatea de a încetini fluxul de aer intrat la viteze mai mici decât cea a sunetului, pentru a evita formarea undelor de șoc în compresor . Deoarece temperatura de stagnare crește odată cu pătratul vitezei, este ușor de înțeles cum viteza mai mare corespunde temperaturilor aerului care intră în compresor, astfel încât rezistența structurală a lamelor sale să fie critică. În consecință, temperatura la ieșirea aerului din compresor va crește, de asemenea (aceeași care este exploatată pentru a răci palele turbinei), ceea ce face, de asemenea, problematică scăderea temperaturii produselor de ardere care intră în turbină prin diluare în camera de combustie .

Pentru o aeronavă destinată utilizării la viteze foarte supersonice, este, prin urmare, necesar să se aleagă un motor care este capabil să producă împingere la viteze de zbor mici și mari, combinând caracteristicile fizice ale unui turboreactor (sau respectiv a unui turboventilator). cele ale unui statoreactor.

Configurări

Un turboreactor poate asuma diferite configurații în funcție de gradul de integrare a sistemului turboreactor / turboventilator cu cel al ramjetului (statorjet).

Turboramjet

Diagrama unui turboramjet propus de NASA [1]
1) Admisie de aer pentru viteze reduse de zbor 4) Statoreactor
2) Admisie de aer pentru viteze mari de zbor 5) Duza Statorjet
3) Turbojet 6) Duza cu turboreactor

În cea mai simplă configurație, motorul constă dintr-un turbojet convențional sau turboventilator cuplat la un statorjet sau scramjet .

În 2000, NASA a studiat această soluție împreună cu Lockheed Martin ca parte a programului pentru un lansator spațial , folosind o pereche de turboreactoare General Electric J85 flancate de un statorjet, dar ale căror fluxuri de aer primite erau independente unul de celălalt. Deoarece J85 nu a fost proiectat să funcționeze la viteze peste Mach 2, injecția de apă a fost inițiată cu succes în amonte de compresor pentru a scădea temperatura aerului de intrare. [2] [3]

Din 2009, în loc de J85, motoarele Williams International WJ38 special modificate pentru a funcționa la viteze peste Mach 3 au fost utilizate în experimente. [4]

Turboramjet aerian (ATR)

Diagrama schematică a unei expansiuni Air TurboRamjet cu, în evidență, schimbătoarele de căldură la intrare și în camera de ardere.

În această versiune, debitul de aer destinat compresorului și statorului-reactor este același, în timp ce camera de ardere care furnizează energia necesară turbinei pentru a deplasa compresorul este alimentată cu combustibil și oxidant (de obicei hidrogen lichid și oxigen) depozitate la margine. [2]

Turbina poate fi, de asemenea, mutată, în loc de gazele de eșapament ale unei camere de ardere, de hidrogenul utilizat pentru alimentarea camerei de ardere a statorului-reactor și încălzit anterior de un schimbător de căldură situat în aval de combustor. În acest caz vorbim de „expansiune” ATR. [2]

Motor ATREX

La sfârșitul anilor nouăzeci, în Japonia , a fost propus studiul unui autoturboreactor ( ATREX ) constând dintr-o admisie de aer, un schimbător de căldură similar cu cele utilizate în motorul cu jet pre-răcit , un compresor axial acționat de o turbină. care palete sunt montate (extern) pe compresorul însuși și o cameră principală de ardere cu o duză de evacuare în aval de compresor funcționând similar cu un stator-reactor.

Combustibilul ( hidrogen lichid conținut în rezervoare la temperaturi criogenice ) este utilizat atât pentru răcirea aerului de intrare, cât și pentru creșterea entalpiei gazelor de eșapament prin arderea în camera de ardere cu aerul comprimat din compresor. Un schimbător de căldură suplimentar în camera de ardere încălzește o mică parte a hidrogenului care, expandându-se în turbină, furnizează energia necesară pentru a muta compresorul. Avantajele acestei configurații ar permite (datorită schimbătorului de căldură din amonte de compresor) să extindă gama de funcționare a compresorului la viteze apropiate de Mach 6. [5]

Motoare cu ciclu variabil

Autoturbanul Pratt & Whitney J58 montat pe SR-71

Una dintre primele încercări de a dezvolta un motor cu ciclu variabil a avut loc în anii 1950 cu luptătorul interceptor Republic XF-103 (care totuși a rămas în stadiul de proiectare). Motorul său era turboreactorul XJ-67-W-1 al Wright Aeronautical Corporation echipat cu un post-arzător (capabil să funcționeze în modul ramjet și ca atare numit XRJ55-W-1) și o admisie de aer bidimensională. [6]

Post-arzătorul a funcționat într-un mod convențional la decolare și în timpul accelerației ulterioare, în timp ce la altitudine și la viteze mai mari (între Mach 2 și 3 la 50.000 de picioare), deschiderea treptată a conductelor speciale de bypass lasă aerul care intră direct în post-arzător. făcându-l un statoreactor. [7]

Pratt & Whitney J58 , instalat pe Lockheed A-12 , SR-71 și YF-12 , a funcționat, de asemenea, în modul turboreactor pur până la Mach 3, și apoi a exclus parțial turboreactorul prin devierea treptată a fluxului de aer intrat direct în arzător. , unde arderea ar putea avea loc liber, fără a crea probleme turbinei (în amonte de arzător). La viteze mari de zbor, arzătorul a contribuit astfel la 80% din forță, în timp ce turboreactorul a rămas responsabil pentru restul de 20%.

Notă

  1. ^ (EN) Rezultatele testului Mach 4 ale unei intrări cu ciclu combinat pe bază de turbină cu două fluxuri (PDF), pe NASA . Adus pe 21 iulie 2011 .
  2. ^ a b c ( EN ) Concepte inovatoare de propulsie a respirației aerului pentru acces la spațiu ( PDF ), pe NASA . Adus la 21 iulie 2011 (arhivat din original la 10 iunie 2011) .
  3. ^ Simulator de motor cu turbină combinată , pe NASA . Adus pe 21 iulie 2011 .
  4. ^ (EN) Alegerile NASA pentru testul motorului turbojet TBCC , de la NASA . Adus la 21 iulie 2011 (arhivat din original la 19 septembrie 2011) .
  5. ^ (EN) Takayuki Kojima, Nobuhiro Tanatsugu, Study Study on Air Turbo-Ramjet for Space Plane (PDF) pe wwwsoc.nii.ac.jp. Adus la 20 iulie 2011 (arhivat din original la 14 iunie 2004) .
  6. ^ (EN) Republic XF-103 , Muzeul Național al Forțelor Aeriene ale SUA. Adus la 19 iulie 2011 (arhivat din original la 16 iulie 2011) .
  7. ^ Lloyd , 277

Bibliografie

  • ( EN ) Lloyd S. Jones, luptători americani , Aero Publishers, 1975, ISBN 0-8168-9200-8 .

Elemente conexe

linkuri externe

  • (EN) Turboramjet , pe aerospaceweb.org. Adus pe 21 iulie 2011 .