Motor turboreactor

Un elicopter SH-60B Sea Hawk lansează o rachetă AGM-119 Penguin . Racheta este propulsată de forța de reacție a motorului cu reacție.

Un motor cu reacție sau un motor cu reacție este un motor care transformă „ energia chimică a combustibilului în energie cinetică a jetului ars atunci , pentru a exploata principiul acțiunii și reacției extinse . Propulsia de reacție, care implementează mișcarea, este proporțională cu debitul masic al gazelor care trec prin motor și cu diferența dintre viteza de evacuare a acestora și viteza de deplasare a aeronavei.

Această definiție include turboreactoare , turboventilatoare , rachete , stator , impulsuri și propulsoare cu jet . În general, majoritatea motoarelor cu reacție sunt motoare cu ardere internă ^[1] , deși există forme necombustibile. Cel mai simplu exemplu de împingere a reacției este reculul care se observă în timpul tragerii armelor de foc: acestea primesc o împingere de reacție opusă direcției de ieșire a proiectilului, proporțională cu masa și viteza gazelor produse de cartușul de lansare.

În utilizare obișnuită, termenul „motor cu reacție” se referă la un motor cu ardere internă numit turbogaz , compus de obicei dintr-un compresor dinamic ( axial sau centrifugal ) acționat de o turbină („ ciclul Brayton ”), unde energia reziduală a gazelor arse este transformat în împingere printr-o duză de evacuare . Aceste tipuri de motoare sunt utilizate în avioanele cu reacție pentru călătorii pe distanțe lungi. Primele aeronave de acest tip foloseau propulsoare cu turboreactoare , care erau relativ ineficiente pentru zborurile subsonice . Avioanele moderne folosesc, în general, propulsoare turboventilatoare , care permit viteze crescute și, pe distanțe mari, o eficiență mai mare decât alte forme de transport.

Istorie

Ideea din spatele propulsoarelor cu jet datează dintr-o perioadă anterioară primului secol î.Hr., când Eroul Alexandriei , un matematician din Grecia Antică, a descris Aeolipila . Această mașină a folosit puterea aburului, direcționată prin două duze pentru a roti rapid o sferă în jurul axei sale. Se crede că nu a fost folosit pentru a furniza putere mecanică și că potențialele aplicații practice ale acestei invenții nu au fost recunoscute: dispozitivul a fost considerat o simplă curiozitate la momentul respectiv.

Propulsia cu jet a venit odată cu inventarea rachetelor în China în secolul al XIII-lea. Inițial evacuarea rachetei a fost folosită pentru artificii , dar treptat ideea a evoluat spre dezvoltarea armelor. Tehnologia s-a blocat ulterior sute de ani.

Primul dispozitiv de zbor artificial cu propulsie este atribuit lui Archita , matematicianul grec care a fondat mecanica. El, după cum a raportat Aulus Gellio cinci secole mai târziu, a proiectat un dispozitiv în formă de pasăre împins de un jet (probabil de abur) care a zburat aproximativ 200 de metri. ^{[ fără sursă ]}

În 1633 , în Turcia otomană , Lagâri Hasan Çelebi a reușit să se ridice de la sol cu ceea ce a fost descris ca o rachetă în formă de con, glisând ulterior cu aripile și aterizând cu succes. Cu toate acestea, problema ineficienței rachetelor a făcut ca vitezele să fie prea mici pentru a fi utilizate în aviație. ^{[ fără sursă ]}

The Coandă-1910

În 1910, inginerul Henri Coandă a proiectat, construit și pilotat prima aeronavă cu un sistem de propulsie „termojet”, cunoscut sub numele de Coandă-1910 . Avionul a fost utilizat public în cadrul celui de-al doilea spectacol aerian internațional de la Paris. Motorul era un piston, cu patru cilindri, care alimenta un supraîncărcător. Pe aeroportul Issy-les-Moulineaux , lângă Paris , Coandă a pierdut controlul avionului, care a ieșit de pe pistă și a luat foc. Din fericire, inventatorul a reușit să scape și să raporteze doar răni ușoare la mâini și la față. În acel moment, Coandă a abandonat experimentele din cauza lipsei de interes din partea publicului și a instituțiilor științifice și inginerești. Aveau să treacă aproximativ 30 de ani înainte de următorul avion cu termojet, Caproni Campini N.1 (numit uneori CC2).

În 1913 René Lorin a propus o formă de propulsor numită pulsoreactor , care ar fi trebuit să fie mai eficientă. Cu toate acestea, nu a reușit să atingă viteze suficiente pentru a deveni operațional și, de ceva timp, conceptul a fost retrogradat doar la teorie.

Cu toate acestea, inginerii au început să înțeleagă că motoarele cu piston au limitări inerente, în special eficiența elicelor . Această eficiență părea să atingă vârful când vârfurile palelor elicei atingeau viteza sunetului . Dacă performanța unui motor și, prin urmare, a unei aeronave, a trebuit să depășească această barieră, atunci a fost necesar să se utilizeze un motor radical diferit sau chiar un sistem de propulsie. Aceasta a fost motivația dezvoltării motoarelor cu turbină cu gaz, cunoscute în mod obișnuit sub numele de motoare cu reacție. Au devenit revoluționari în aviație la fel cu primul zbor al fraților Wright .

Primele încercări în dezvoltarea motoarelor cu reacție au constat în modele hibride, în care o sursă externă de energie comprima aerul. Acesta a fost amestecat cu combustibilul și ars pentru a produce jetul de tracțiune. În acest sistem, numit termojet de către Secondo Campini , aerul a fost comprimat de un ventilator acționat de un motor cu piston convențional. Alte exemple ale unei astfel de soluții sunt: avionul Coandă-1910 al lui Henri Coandă , Caproni Campini N.1 și sistemul japonez de propulsie Tsu-11 , conceput pentru aeronavele Ohka kamikaze către sfârșitul celui de-al doilea război mondial . Niciunul nu a avut un succes pe scară largă, iar CC2 a fost mai lent decât un avion similar cu un motor tradițional cu elice.

Proiectarea lui Albert Fonó a unui proiectil electric din 1915

Punctul de cotitură în realizarea unui motor cu reacție avantajos a fost introducerea turbinei cu gaz , utilizată pentru extragerea energiei din motorul propriu-zis pentru a acționa compresorul. Turbina cu gaz nu fusese dezvoltată în anii 1930 , dar datează de mult: în Anglia, brevetul pentru o turbină staționară a fost acceptat de John Barberun în 1791 . Prima turbină cu gaz autosustenabilă a fost construită în 1903 de inginerul norvegian Ægidius Elling , însă limitările în proiectare și inginerie și tehnologiile metalurgice au împiedicat producția. Principalele probleme au fost siguranța, fiabilitatea și greutatea, în special în cazul utilizării prelungite.

În 1915 , în Ungaria , inginerul Albert Fonó a văzut o soluție pentru creșterea gamei de artilerie . Ideea a implicat un glonț tras dintr-o armă care avea o unitate de propulsie ramjet . În acest fel, a fost posibil să se atingă distanțe mai mari, în ciuda vitezei inițiale mici, și arme relativ ușoare ar putea fi utilizate pentru utilizarea obuzelor grele. Fonó și-a transmis ideea armatei austro-ungare, dar a fost respinsă. În 1928 a solicitat un brevet în Germania pentru o aeronavă propulsată de statorjete supersonice. Brevetul a fost acordat patru ani mai târziu ^[2] ^[3] ^[4] .

Primul brevet pentru utilizarea unei turbine cu gaz în aeronautică a fost acordat în 1921 francezului Maxime Guillaume ^[5] . Tipul de propulsie propus a fost un turboreactor cu flux axial.

Edgar Buckingham , de la US Patent Office, a publicat în 1923 un raport ^{[6] în} care exista scepticism cu privire la competitivitatea economică a noilor elice în raport cu elicele la altitudini și viteze mici ale vremii: „ nu pare să să fie orice perspectivă în prezent., în acest tip de propulsie cu jet, de a atinge o anumită valoare practică, chiar și în scopuri militare. ".

În anii 1930, motorul cu piston , în diferitele sale forme (radial rotativ și static, răcit cu aer și răcit cu lichid), era singurul tip de grup propulsor disponibil proiectanților de aeronave. Această situație a continuat să fie acceptabilă din cauza performanței slabe necesare atunci aeronavelor.

Primul motor turboreactor britanic, Whittle W.2 / 700, a zburat cu avionul Gloster E.28 / 39 și cu Gloster Meteor

În 1928, un cadet al RAF Cranwell College, numit Frank Whittle ^{[7], și-} a transmis în mod oficial ideea pentru un motor cu turboreactor superiorilor săi, pe care a dezvoltat-o în octombrie anul următor ^[8] . La 16 ianuarie 1930 a solicitat un prim brevet (acordat în 1932) ^[9] , care conținea proiectarea unui compresor axial în două trepte care alimenta un compresor centrifugal. Compresoarele axiale deveniseră utilizabile în practică grație ideilor lui Alan Arnold Griffith , cuprinse în articolul său din 1926 („O teorie aerodinamică a proiectării turbinei”). Whittle a reușit să pună în funcțiune primul său motor în aprilie 1937 . Acesta a fost răcit cu lichid și a inclus o pompă de combustibil. Cu toate acestea, Whittle și echipajul său aproape au intrat în panică când motorul nu s-a stins, accelerând chiar și după ce a rămas fără combustibil. S-a descoperit că combustibilul s-a scurs și s-a infiltrat în motor, acumulându-se în bălți mici. Deci motorul nu s-a oprit până nu s-a consumat tot combustibilul care s-a vărsat. Whittle nu a reușit să trezească interesul guvernului pentru invenție, iar dezvoltarea a continuat încet.

Heinkel He 178 , primul avion care a zburat propulsat de un motor turboreactor pur

În 1935, Hans von Ohain a început să lucreze la un proiect similar în Germania, independent de Whittle. Ohain a spus că nu a citit brevetul lui Whittle, iar Whittle l-a crezut. Primul său propulsor a fost strict experimental și nu putea funcționa decât cu o sursă de energie externă. Cu toate acestea, a reușit să demonstreze conceptul de bază. Ulterior, Ohain l-a cunoscut pe Ernst Heinkel , unul dintre marii industriali din domeniul aeronautic al vremii, care a văzut imediat potențialul proiectului. Heinkel a achiziționat recent compania de motoare Hirth , iar Ohain, împreună cu Max Hahn, au început să lucreze în această nouă divizie. Primul motor centrifugal, Heinkel HeS 1, era în funcțiune în septembrie 1937. Spre deosebire de designul lui Whittle, Ohain folosea hidrogenul drept combustibil, împins sub presiune externă. Proiectele ulterioare au culminat cu motorul Heinkel HeS 3 , care era alimentat cu benzină și capabil să genereze 5 kN de împingere. Instalat pe fuzelajul Heinkel He 178 , avionul a decolat la comanda Erich Warsitz în primele ore ale dimineții din 27 august 1939 . He 178 a fost primul avion cu reacție din lume.

Campini-Caproni CC2 în timpul zborului Milano-Roma din 30 noiembrie 1941

În Italia, un „Campini“ motocicletă alimentat de un lichid - racit 12- cilindru Isotta Fraschini Asso L.121 RC.40 cu o putere de 900 CP (662 kW ) echipat Campini-Caproni CC2 , un avion experimental în primul zbor din 1940. monoplan și monomotor, echipat cu un motorjet și construit de italianul Aeronautica Caproni la sfârșitul anilor treizeci .

Primul avion cu turbopropulsor a fost Jendrassik Cs-1 , proiectat de inginerul mecanic maghiar György Jendrassik . A fost produs și testat în fabrica Ganz din Budapesta între 1938 și 1942 . S-a planificat echiparea Varga RMI-1 X / H bimotor / avion de recunoaștere, proiectat de László Varga în 1940 , dar programul a fost anulat. De asemenea, Jendrassik a proiectat un mic motor turbopropulsor de la 75 kW în 1937 .

Centrala electrică a lui Whittle a început să arate potențial, iar compania sa Power Jets Ltd. a primit finanțare guvernamentală. În 1941 , o versiune a motorului numit Whittle W.1 , capabilă să producă 4 kN de propulsie, a fost instalat pe avionul Gloster E28 / 39 , conceput special pentru acel propulsor. Primul zbor a avut loc pe 5 mai 1941 de la baza aeriană RAF Cranwell.

Imagine a unui propulsor centrifug primitiv ( DH Goblin II ) care prezintă componentele interne în secțiune

Un designer scoțian de motoare de avioane, Frank Halford , a elaborat ideile lui Whittle dezvoltând o versiune cu „flux direct”; acest proiect a devenit de Havilland Goblin .

Aceste prime proiecte, numite motoare cu flux centrifugal , aveau caracteristica de a adopta compresoare radiale centrifuge . Aerul a fost aspirat din exterior printr-o conductă divergentă, capabilă să transforme o parte din energia cinetică în presiune. Ulterior, fluxul de aer a trecut prin rotor mai întâi de-a lungul unei secțiuni de intrare cvasi-axiale (inductor) și ulterior de-a lungul unei secțiuni radiale, exploatând efectul centrifugal pentru a crește presiunea. Avantajul era că ideea fusese deja înțeleasă și dezvoltată în motoarele cu piston, care erau deseori supraalimentate în acel moment. Cu toate acestea, date fiind limitările tehnologice ale vitezei arborilor cotiți, compresorul trebuia să aibă un diametru mare pentru a produce puterea necesară. Din acest motiv motoarele aveau o secțiune frontală mare, care le penaliza în câmpul aeronautic datorită rezistenței formei . Un alt dezavantaj a fost fluxul de aer, care trebuia colectat și deviat înapoi către secțiunea de ardere și ulterior către turbină și duza de evacuare. Această schemă a sporit complexitatea și a redus eficiența. Cu toate acestea, aceste tipuri de motoare aveau avantajele de a fi ușoare, simple și fiabile. Dezvoltarea a progresat rapid către modele aeronautice mai adecvate.

Model Cutaway care prezintă structura internă a motorului Junkers Jumo 004

Proiectantul austriac Anselm Franz din divizia de propulsie Junkers (numită Junkers Motorenbau sau Jumo ) a încercat să rezolve aceste probleme cu introducerea compresorului cu flux axial . În acest tip de compresor, un disc rotor este urmat de palete fixe ( statori ) pentru a forma o etapă . Deoarece creșterea presiunii care poate fi generată de o treaptă este destul de limitată, un compresor axial are nevoie de mai multe trepte în serie pentru a obține același raport de compresie ca un singur treapta de compresor centrifugă, dar cu avantajul de a reduce dimensiunile transversale și rezistența aerodinamică consecventă. . Ministrul aerian al Reich a atribuit numărul motorului Junkers 109-004 (unde 109 reprezentau motoarele cu reacție) în timp ce BMW, care începuse să-și dezvolte motorul cu compresor cu flux axial puțin devreme ( BMW 003 ), obținuse numărul anterior. După rezolvarea mai multor probleme tehnice, în 1944 a început să fie instalată producția în masă a Jumo 004 pe primul avion de luptă cu reacție, Messerschmitt Me 262 (și mai târziu primul bombardier cu reacție, Arado Ar 234 ). O serie de factori au diminuat fiabilitatea motorului, încetinind producția aeronavei. Acest eveniment a împiedicat al treilea Reich să profite de avantajele aeronavei în cel de-al doilea război mondial , deși avionul a fost amintit ca prima utilizare a unui motor cu reacție în funcțiune.

În Marea Britanie, primul propulsor de curgere axial, Metrovick F.2 , a fost finalizat în 1941 și zburat în 1943 . Deși mai puternic decât modelele centrifuge ale vremii, complexitatea și nesiguranța sa erau considerate dezavantaje în timpul războiului. Proiectul companiei Metropolitan-Vickers a condus la centrala electrică Armstrong Siddeley Sapphire , care va fi construită în Statele Unite sub numele de J65.

După sfârșitul celui de-al doilea război mondial, avioanele cu reacție germane și propulsoarele lor au fost studiate pe larg de către aliați și au contribuit la primele modele de avioane cu reacție americane și sovietice. Moștenirea propulsoarelor de flux axial poate fi văzută în toate proiectele de aeronave cu aripă fixă.

De la introducerea lor, motoarele de compresie centrifuge au suferit o îmbunătățire constantă. Odată cu îmbunătățirea tehnologiei rulmenților, viteza arborelui motorului a fost crescută, reducând semnificativ diametrul compresoarelor. Lungimea scurtă a continuat să fie un avantaj al designului, în special la elicoptere , unde dimensiunea este mai importantă decât secțiunea frontală. În plus, componentele grupului de propulsie sunt mai robuste și mai puțin predispuse la deteriorarea obiectelor externe decât motoarele cu compresoare cu flux axial.

Deși desenele germane erau mai avansate din punct de vedere aerodinamic, desenele derivate din ideea lui Whittle s-au dovedit mai fiabile, datorită simplității lor și disponibilității metalelor rare necesare pentru metalurgia avansată (cum ar fi nichelul , cromul și titanul ) decât componentele de înaltă calitate . lame și rulmenți. Motoarele britanice au fost fabricate sub licență în Statele Unite și au fost vândute Rusiei sovietice care efectuase operațiile de inginerie inversă . Proiectele americane și rusești, în principal propulsoare de flux axial, au încercat să își mărească performanțele până în anii 1960 , deși General Electric J47 a oferit performanțe excelente în avionul F-86 Sabre în anii 1950 .

Un motor modern cu turboventilator produs de CFM international

În anii 1950, motoarele cu reacție erau utilizate universal în avioanele de luptă , cu excepția modelelor utilizate pentru sarcini speciale. La acea vreme, unele dintre desenele britanice au fost deja autorizate pentru uz civil și au apărut în avioanele de Havilland Comet și Avro Canada Jetliner . În anii 1960, toate avioanele civile mari aveau motoare cu reacție, lăsând motoare cu piston pentru roluri de nișă ieftine, cum ar fi zborurile de marfă.

Îmbunătățirile neobosite ale motoarelor cu turbopropulsor au împins motorul cu piston din afaceri, lăsându-l în funcțiune doar pentru proiecte mai mici și în drone . În mai puțin de 20 de ani, motorul cu reacție a realizat o utilizare universală.

Cu toate acestea, eficiența motoarelor cu turboreactoare a fost încă mai mică decât cea a motoarelor cu piston, dar, în anii șaptezeci , odată cu introducerea motoarelor cu jet de bypass ridicat a fost în cele din urmă posibil să se obțină un consum de combustibil mai mare decât cel al celor mai bune motoare pe gaz. elice ^[10] . Cu acest tip de propulsoare, visul de a face zboruri rapide, sigure și ieftine s-a împlinit.

Caracteristici

Împingere

Același subiect în detaliu: Thrust .

Forța ( împingerea ) generată de un motor cu reacție este dată, în conformitate cu al doilea principiu al dinamicii , de variația impulsului fluidului tratat de motor în unitatea de timp:

{\vec {F}}={d(m{\vec {v}}) \over dt}

{\ displaystyle {\ vec {F}} = {d (m {\ vec {v}}) \ over dt}}

\ vec F = {d (m \ vec v) \ over dt}

unde cu F este indicată forța (sau forța), cu m masa fluidului, cu v viteza și cu t timpul .

Aplicații aerospațiale

Având în vedere că principiul fizic al reacției este independent de mediu, sistemul este potențial valabil și în spațiu și, prin urmare, este aplicat în mod adecvat ca regulă în aplicațiile spațiale.

În cazul propulsiei aerospațiale, în funcție de modul în care este furnizat agentul de ardere, se disting două tipuri de motoare cu reacție:

Exoreactoarele : sunt în principal motoare aeronautice care implică depozitarea numai a combustibilului (de exemplu kerosen sau alte hidrocarburi), în timp ce comburentul este în general oxigen care este aspirat direct prin aspirarea aerului atmosferic.
Rachetele sau motoarele de rachetă: sunt în principal aplicații spațiale sau de lansare în care motorul este alimentat prin combustie stocată în rezervoare sau amestecată cu combustibilul . Această particularitate permite, de asemenea, utilizarea motorului rachetă la altitudini mari, unde conținutul de oxigen din atmosferă este mai mic sau în spațiul în care oxigenul în formă liberă este practic absent.

Performanţă

În plus față de tracțiune, un parametru fundamental al unui motor cu reacție, este important să evaluați alte performanțe pentru a cunoaște costul unitar al tracțiunii. Adică, costul sursei de energie folosită și eficiența transformării puterii disponibile în putere propulsivă.

Puteri

Puterea este definită ca lucrarea făcută în unitatea de timp și măsoară cantitatea de energie schimbată în unitatea de timp, în orice proces de transformare.

Putere disponibilă

Notată cu P _a , puterea disponibilă, dacă energia chimică este utilizată ca sursă, este energia disponibilă în unitatea de timp. Acesta constă din doi termeni: primul datorat debitului de masă al combustibilului (sau propulsorilor ) pentru energia pe unitate de masă furnizată în combustie și al doilea datorat energiei cinetice deținută de combustibilul (sau propulsorii) antrenat de vehicul în care sunt depozitate.

Indicarea cu V ₀ a vitezei vehiculului, cu ṁ _c debitul masic al combustibilului (punctul indică o derivare a timpului și, prin urmare, debitul), cu Q _c puterea calorică a combustibilului (energia care poate fi furnizată prin ardere o unitate de masă de combustibil), de aceea avem:

P_{a}={\dot {m}}_{c}\left(Q_{c}+{\frac {V_{0}^{2}}{2}}\right)

{\ displaystyle P_ {a} = {\ dot {m}} _ {c} \ left (Q_ {c} + {\ frac {V_ {0} ^ {2}} {2}} \ right)}

P_a = \ dot m_c \ left (Q_c + \ frac {V_0 ^ 2} {2} \ right)

Aceasta este puterea furnizată de motor fluidului propulsiv. Dar o parte din această putere se pierde, adică nu este folosită în scopuri propulsive.

Puterea jetului

Sarcina motorului cu reacție este de a furniza puterea disponibilă jetului, transformând astfel câtă putere disponibilă în jet .

Puterea jetului va fi suma puterii de propulsie și a puterii disipate.

Puterea propulsivă

Puterea propulsivă a unui motor cu reacție, adică puterea utilizată efectiv pentru propulsie, este produsul impulsului S de viteza de zbor V ₀ :

P_{p}=SV_{0}.

{\ displaystyle P_ {p} = SV_ {0}.}

P_p = S V_0.

Puterea disipată

Puterea disipată , în motoarele cu reacție numite și puterea reziduală a jetului , este puterea consumată pentru a accelera jetul. Puterea disipată se obține înmulțind energia cinetică reziduală a jetului, pe unitate de masă, cu debitul fluidului propulsiv. În funcție de tipul de motor, veți avea:

motor cu elice (deci și combustie internă):

P_{d}={\dot {m}}_{elica}\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}

{\ displaystyle P_ {d} = {\ dot {m}} _ {helix} \ left (V_ {e} -V_ {0} \ right) ^ {2}}

P_d = \ dot m_ {helix} \ left (V_e - V_0 \ right) ^ 2

exoreactori:

P_{d}=\left({\dot {m}}_{a}+{\dot {m}}_{c}\right)\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}

{\ displaystyle P_ {d} = \ left ({\ dot {m}} _ {a} + {\ dot {m}} _ {c} \ right) \ left (V_ {e} -V_ {0} \ dreapta) ^ {2}}

P_d = \ left (\ dot m_a + \ dot m_c \ right) \ left (V_e - V_0 \ right) ^ 2

rachete:

P_{d}={\dot {m}}_{p}\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}

{\ displaystyle P_ {d} = {\ dot {m}} _ {p} \ left (V_ {e} -V_ {0} \ right) ^ {2}}

P_d = \ dot m_p \ left (V_e - V_0 \ right) ^ 2

unde m _elicea este debitul masic prin discul elice mona _o rata debitului masic de fluid propulsive care curge în motor, _mC debitul masic de combustibil adăugat la propulsia fluid șim _p debitul de masă al propulsori. În sfârșit, V _e este viteza de curgere în aval de elice sau la evacuare.

Se intoarce

Eficiență termică

Eficiența termică sau eficiența termodinamică este o măsură a eficienței cu care un motor transformă energia chimică în energie utilizabilă în scopuri propulsive și este independentă de condițiile de zbor. În cazul unui motor cu reacție, este posibilă aproximarea puterii utilizabile în scopuri de propulsie, _motorul P , ca putere a jetului, deși în acest caz ar trebui luată în considerare și fricțiunea pieselor mecanice interne.

Prin urmare, eficiența termică este indicată ca:

\eta _{t}={\frac {P_{motore}}{P_{a}}}

{\ displaystyle \ eta _ {t} = {\ frac {P_ {motor}} {P_ {a}}}}

{\ displaystyle \ eta _ {t} = {\ frac {P_ {motor}} {P_ {a}}}}

Eficiență propulsivă

O parte din puterea jetului se pierde sub forma energiei cinetice reziduale a jetului . Acest lucru este luat în considerare în coeficientul de eficiență propulsivă , raportul dintre puterea de propulsie și puterea jetului sau, care este același, între lucrările utilizate pentru propulsie și lucrările furnizate fluidului:

\eta _{p}={\frac {P_{p}}{P_{g}}}={\frac {L_{p}}{L_{g}}}

{\ displaystyle \ eta _ {p} = {\ frac {P_ {p}} {P_ {g}}} = {\ frac {L_ {p}} {L_ {g}}}}

\ eta_p = \ frac {P_ {p}} {P_g} = \ frac {L_ {p}} {L_g}

Puterea de impuls poate fi scrisă ca tracțiunea motorului T înmulțită cu viteza de zbor V ₀ :

P_{p}=TV_{0}={\dot {m}}(V_{e}-V_{0})V_{0}

{\ displaystyle P_ {p} = TV_ {0} = {\ dot {m}} (V_ {e} -V_ {0}) V_ {0}}

P_p = T V_0 = \ dot m (V_e - V_0) V_0

în timp ce puterea jetului poate fi scrisă ca diferența de energie cinetică a fluxului în unitatea de timp:

P_{g}={\frac {1}{2}}{\dot {m}}(V_{e}^{2}-V_{0}^{2})

{\ displaystyle P_ {g} = {\ frac {1} {2}} {\ dot {m}} (V_ {e} ^ {2} -V_ {0} ^ {2})}

P_g = \ frac {1} {2} \ dot m (V_e ^ 2 - V_0 ^ 2)

și, prin urmare, eficiența propulsivă va deveni, după câteva pasaje matematice:

\eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {V_{e}}{V_{0}}}}}

{\ displaystyle \ eta _ {p} = {\ frac {2} {1 + {\ frac {V_ {e}} {V_ {0}}}}}}

\ eta_p = \ frac {2} {1 + \ frac {V_e} {V_0}}

Din această expresie se poate deduce că eficiența crește pe măsură ce viteza de descărcare tinde spre viteza de zbor. Cu toate acestea, amintiți-vă că atunci când viteza jetului coincide cu viteza de zbor, forța este zero.

Randament global

Eficiența totală sau eficiența totală este definită ca produsul eficienței termice și eficienței propulsive:

\eta _{g}=\eta _{t}\cdot \eta _{p}={\frac {P_{g}}{P_{a}}}\cdot {\frac {P_{p}}{P_{g}}}={\frac {P_{p}}{P_{a}}}

{\ displaystyle \ eta _ {g} = \ eta _ {t} \ cdot \ eta _ {p} = {\ frac {P_ {g}} {P_ {a}}} \ cdot {\ frac {P_ {p }} {P_ {g}}} = {\ frac {P_ {p}} {P_ {a}}}}

\ eta_g = \ eta_t \ cdot \ eta_p = \ frac {P_g} {P_a} \ cdot \ frac {P_ {p}} {P_g} = \ frac {P_p} {P_a}

în proiectare, valorile eficienței globale sunt deduse din valorile eficienței termice și propulsive.

Consum specific și impuls specific

Același subiect în detaliu: consum specific și impuls specific .

Un alt parametru important pentru evaluarea performanței unui motor este consumul specific . Acest parametru indică cât de mult combustibil este necesar să se consume în unitatea de timp pentru a obține o performanță de referință. Per i propulsori a reazione, dato che il valore delle prestazioni dipende molto dalle condizioni di volo, per avere un riferimento comune spesso si considerano i valori in condizioni a punto fisso. Per i propulsori ad elica il riferimento è la potenza sviluppata, mentre per i propulsori a getto il riferimento è la spinta sviluppata.

Per i propulsori ad elica a combustione interna il consumo specifico è pari al consumo di combustibile o di carburante nell'unità di tempo diviso per la potenza all'asse dell'elica ( P _ax ), spesso abbreviato come BSFC, brake specific fuel consumption o consumo specifico a punto fisso:

{\mathit {BSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}}}

{\mathit {BSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}}}

\mathit{BSFC} = \frac{\dot m_f}{P_{ax}}

misurato in:

\left[\mathrm {\frac {g/s}{W}} \right]

\left[\mathrm {\frac {g/s}{W}} \right]

\left[ \mathrm{\frac{g/s}{W}} \right]

oppure

\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kW}} \right].

\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kW}} \right].

\left[ \mathrm{\frac{kg/h}{kW}} \right].

Per i propulsori ad elica a reazione si considera il consumo specifico equivalente che prende in considerazione anche la potenza sviluppata dal getto di scarico (la cui spinta è abbreviata con T _j ):

{\mathit {EBSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}+T_{j}V_{0}}}.

{\mathit {EBSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}+T_{j}V_{0}}}.

\mathit{EBSFC} = \frac{\dot m_f}{P_{ax} + T_j V_0}.

Per quanto riguarda gli esoreattori il consumo specifico sarà riferito alla spinta anziché alla potenza ( thrust specific fuel consumption ):

{\mathit {TSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{T}}

{\mathit {TSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{T}}

\mathit{TSFC} = \frac{\dot m_f}{T}

la quale è misurata in:

\left[\mathrm {\frac {g/s}{N}} \right]

\left[\mathrm {\frac {g/s}{N}} \right]

\left[ \mathrm{\frac{g/s}{N}} \right]

oppure

\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kN}} \right].

\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kN}} \right].

\left[ \mathrm{\frac{kg/h}{kN}} \right].

Infine, nel caso degli endoreattori, si preferisce l'impiego dell'inverso del consumo specifico detto impulso specifico . Per gli endoreattori l'impulso specifico è definito come il periodo di tempo per cui un'assegnata massa di propellente è in grado di fornire una spinta pari al suo peso a livello del mare . L'impulso specifico è misurato in secondi e si esprime come:

I_{sp}={\frac {T}{{\dot {m}}_{f}\,g_{0}}}

I_{sp}={\frac {T}{{\dot {m}}_{f}\,g_{0}}}

I_{sp} = \frac{T}{\dot m_f \, g_0}

dove con g ₀ si è indicata l' accelerazione di gravità a livello del mare.

Autonomia

L'autonomia è un parametro prestazionale che non riguarda solo il motore, ma l'accoppiamento motore-veicolo. In italiano tale termine può intendere la massima distanza percorribile (spesso si indica anche come autonomia chilometrica , raggio d'azione o in inglese aircraft range o ferry range ) oppure il massimo tempo in cui un velivolo può rimanere in aria ( autonomia oraria o in inglese flight endurance ).

Se si considera il caso di volo a quota e velocità costanti, la spinta T deve essere in modulo pari alla resistenza aerodinamica D del veicolo.

Note

^ Encyclopedia Britannica: Internal Combustion Engine .
^ Patent number 554,906.
^ Gyorgy, Nagy Istvan, "Albert Fono: A Pioneer of Jet Propulsion", International Astronautical Congress , 1977, IAF/IAA.
^ Dugger, Gordon L. (1969). Ramjets. American Institute of Aeronautics and Astronautics, p. 15.
^ Maxime Guillaume,"Propulseur par rèaction sur l'air," French patent no. 534,801 (filed: 3 May 1921; issued: 13 January 1922). Available on-line (in French) at: Espacenet - Original document .
^ sod1280.tmp
^ PBS - Chasing the Sun - Frank Whittle
^ BBC - History - Frank Whittle (1907 - 1996)
^ Frank Whittle, "Improvements relating to the propulsion of aircraft and other vehicles," British patent no. 347,206 (filed: 16 January 1930). Available on-line at: Espacenet - Original document .
^ ch10-3

Voci correlate

Altri progetti

Wikimedia Commons contiene immagini o altri file sul motore a reazione

Collegamenti esterni

Approfondimento sui motori a getto di uso aeronautico del portale di aviazione www.ilvolo.it , su ilvolo.it .

Portale Aviazione

Portale Ingegneria

[1] Encyclopedia Britannica: Internal Combustion Engine .

[2] Patent number 554,906.

[3] Gyorgy, Nagy Istvan, "Albert Fono: A Pioneer of Jet Propulsion", International Astronautical Congress , 1977, IAF/IAA.

[4] Dugger, Gordon L. (1969). Ramjets. American Institute of Aeronautics and Astronautics, p. 15.

[5] Maxime Guillaume,"Propulseur par rèaction sur l'air," French patent no. 534,801 (filed: 3 May 1921; issued: 13 January 1922). Available on-line (in French) at: Espacenet - Original document .

[6] sod1280.tmp

[7] PBS - Chasing the Sun - Frank Whittle

[8] BBC - History - Frank Whittle (1907 - 1996)

[9] Frank Whittle, "Improvements relating to the propulsion of aircraft and other vehicles," British patent no. 347,206 (filed: 16 January 1930). Available on-line at: Espacenet - Original document .

[10] 10-3

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6] în

[7], și-

[8]

[9]

[10]