Den turbojet er et fremdriftssystem som forvandler potensialet til kjemisk energi som inneholdes i et brennstoff, forbundet med en oksydant som er omgivelsesluft, til kinetisk energi som gjør det mulig å generere en reaksjonskraft i et sammentrykkbart medium i motsatt retning for utstøting.
Denne typen motor brukes hovedsakelig på kommersielle eller militære fly . Den skyvekraft som genereres et resultat av akselerasjonen av en viss mengde luft mellom innløpet (luftinntaket dyse) og utløpet (utstøtningsmunnstykke). For å injisere en tilstrekkelig mengde luft i masse, tilveiebringes en trykkøkning med omtrent konstant hastighet av innløpskompressoren. En betydelig frigjøring av energi er forårsaket av forbrenning av et drivstoff, vanligvis parafin , i oksygenet til luften som passerer gjennom maskinen. En del av den produserte energien gjenvinnes av en turbin ved utløpet av forbrenningskammeret for å drive bestemt tilbehør, inkludert kompressoren som ligger like nedstrøms luftinntaket. Den andre delen av varmestrømmen (tilført eller ikke til kaldstrømmen avhengig av typen reaktor) produserer skyvekraften ved ekspansjon i utkastingsdysen.
Prinsippet om jetmotoren allerede er etablert i andre halvdel av XIX th -tallet, men siden midten av XX th århundre at kost / effektivitet jetmotoren gjør det spesielt attraktivt for transport fly som flyr i område med høy subsonisk ( mellom Mach 0,7 og 0,9), således at den brukes på sivile fly av den Airbus A3xx , Boeing B7xx familier , etc.
Takket være tilpasninger til innløpsdysene for å absorbere sjokkbølger i supersonisk flyging, og en evne til å generere utkastingshastigheter som er større enn lydhastigheten gjennom gjenoppvarming av gassene etter forbrenning , er de i stand til å dekke flyområdet fra subsonisk til supersonisk . De brukes for eksempel på kampfly ( Dassault Rafale , F-16 Fighting Falcon, etc.).
Turbojetindustrien er en viktig sektor innen sivil og militær luftfart, noe som gjør den til en viktig faktor for teknologisk utvikling og en kraftig økonomisk motor for et stort antall industrielle og kommersielle virksomheter. Det er en banebrytende teknologi som er i krysset for viktig utvikling innen felt så variert som metallurgi, elektronikk, IT, pålitelighet osv., Og følgelig en stor bruker av anvendt forskning. Det er også indirekte i Frankrike en faktor for autonomi innen forsvarsfeltet.
Den første turbojet ble bygget og presentert som en "turbo-drivmiddel" av Norsk Henri Coanda ved luft utstilling i 1910 . Under en bakketest kutter oppfinneren og piloten, overrasket over kraften, motoren, men tregheten, mye større enn for en propellmotor , får flyet til å ta av uansett, da, fratatt fremdrift, landet plutselig og delvis brent. Coandă går tilbake til propelldrift , men fortsetter studiene, og eventyret hans vil være opprinnelsen til oppdagelsen av Coandă-effekten .
Coandă-motoren inspirerte først franske Maxime Guillaume , som var den første til å arkivere,3. mai 1921, et patent for "fremdrift ved reaksjon på luft", patent som han får 13. januar 1922. Likevel vil det ikke bli fulgt av noen konstruksjon, fordi det ville ha krevd viktige tekniske fremskritt på kompressorer og materialer.
På 1930-tallet ble nye turbojets designet, omtrent samtidig, men uavhengig, av Frank Whittle i England og av Hans von Ohain i Tyskland . Whittle, en luftfartsingeniør, ble med i Royal Air Force i 1928 og gjorde sine første flyreiser som pilot i 1931 . I alderen 22 forestilte han seg for første gang et propellfly uten propeller og prøvde uten hell å skaffe økonomisk støtte fra hæren til utvikling av ideen sin. Deretter vedvarte han alene i utviklingen av denne motoren og forestilte seg bruken av to turbiner, en ved innløpet for å bringe luft til forbrenningskammeret og den andre for å blande drivstoffet med luften.
I 1935 , takket være private donasjoner, bygde han den første turbojet-prototypen og testet den på testbenken iApril 1937. Den W.1 , den første turbo for et lite eksperimentelle fly, ble levert på7. juli 1939til Power Jets Ltd. , som Whittle er assosiert med. IFebruar 1940, er Gloster Aircraft Company valgt å utvikle et fly drevet av W.1. " Pioneer " gjorde dermed sin første flytur videre15. mai 1941.
Von Ohain har doktorgrad i fysikk ved Universitetet i Göttingen i Tyskland. Flyprodusent Ernst Heinkel oppfordret universitetet til å utvikle en ny type luftfremdrift. Som svar på samtalen, oppfattet Von Ohain ideen om en motor hvis forbrenning foregår i en kontinuerlig syklus, og i 1934 arkiverte et fremdriftsmotorpatent som ligner Whittles på tegningen, men annerledes på det indre. Von Ohain fløy den første turbojet på en Heinkel He 178 i 1939 , det første flyet designet for å bli drevet av denne typen motor.
De første turbojetene designet av Whittle og Von Ohain ble designet ved hjelp av sentrifugalkompressorteknologi . Disse turbojetene har den ulempen at det kreves en motor med stor diameter for å kunne komprimere luften riktig ved innløpet til turbojet, noe som øker diameteren på skroget og straffer ytelsen, spesielt deres maksimale hastighet. I 1940 , Anselm Franz utviklet en turbomotor basert på prinsippet om aksiale kompressorer, den fremre delen av som var mye mindre og effektiviteten bedre. Den Junkers Jumo 004 ble dermed, i 1944 , ikke bare den første moderne turbo men også den første masseproduserte.
Den første masseproduserte turbojet flyene var kampfly , slik som Messerschmitt Me 262 Schwalbe , drevet av Jumo 004A, som brukes ved slutten av den annen verdenskrig . Utformingen deres blir lettere av den langstrakte formen og den lille diameteren på de aksiale turbojetene. Etter krigen ble turbojets utbredt, både innen militær luftfart og sivil luftfart, samt turbopropmotorer , designet på veldig lignende teknologi, for å drive propeller. De allierte bygger et stort antall nye jetmotorer, Me P.1101 (in) er sannsynligvis den mest avanserte.
Disse første jegerne vil likevel bli straffet av skjøre motorer og en grusom mangel på kraft. Den Bell P-59 Airacomet , den første jet jagerfly utviklet i USA , har aldri vært engasjert i kampoppdrag på grunn av sin skuffende ytelse (underpowered, dårlig manøvrer ved lav hastighet, etc.). Allerede i 1945 dukket det første "hybrid" flyet opp. Disse enhetene, som Ryan FR Fireball , drives faktisk av en turbojet og en stempelmotor . Noen luftfartøy er også utstyrt med motor- reaktorer , som tillater en stempelmotor for å være forbundet med en embryonisk turbojet. I tillegg vil jakten på stadig høyere hastigheter være opprinnelsen på 1960-tallet til en ny hybridisering: en turbojet assosiert med en ramjet . Den Nord 1500 Griffon II fungerer på dette prinsippet. Turbojet opererer ved start mens ramjet tar over i cruising.
Deretter ble den kontinuerlige utviklingen av turbojets et viktig spørsmål, både militært (fra forsvarets side, angrep og avskrekkende styrke) og sivile. Designet av McDonnell Douglas , den F-4 Phantom II er et militærfly USA det viktigste av det XX th århundre og fighter Western er den mest produserte siden Koreakrigen . Drevet av to General Electric J79 turbojets , er det et av de få flyene som er kjent for sin levetid og misjonsferdigheter. Fra et sivilt synspunkt er De Havilland Comet det første kommersielle flyet som drives av turbojets. Lansert i 1949 , har det vært kjent for en serie ulykker midt i luften som fremhevet fenomenet strukturell utmattelse i luftfart.
Søket etter høyere ytelse fra trykkperspektivet er hovedsakelig fokusert på to veier: å øke kompresjonsforholdet - sentrifugalkompressorer og de første aksiale kompressorene når knapt et forhold på 6 - og øke temperaturen. I USA, i 1953, utviklet General Electric J79 , hvis kompressor hadde 17 trinn, hvorav 6 av statorene hadde variabel forekomst. Sistnevnte vil bli produsert i 16 500 eksemplarer. I 1949 utviklet Pratt & Whitney den første dobbeltløpsreaktoren som førte til utviklingen av militæret J57 som ble brukt på Boeing B-52 og KC-135 , samt Douglas Skywarrior .
I sivil sektor, under navnet JT3C, vil det være det originale drivstoffet til Boeing 707 og Douglas DC-8 og vil totalt bli produsert i 21.200 enheter. I Storbritannia utviklet Bristol fra 1949 Olympus , av lignende teknologi. Opprinnelig vil den gi en skyvekraft på 5.000 daN, og når rundt 6000 i 1957, nesten 8.000 i 1960 og til slutt 9.000 daN . Utstyrt med etterforbrenning , vil det bli drivstoffet til Concorde med en nominell skyvekraft på 17.240 daN .
I Frankrike utvikler Snecma Atar- serien , som vil kulminere med 9C ved 6.400 daN , og vil utstyre Mirage III og 5 . Endelig produserte Sovjetunionen Mikulin AM-5 , AM-9 og RD-9 som utstyrer MiG-19 og Yak-25- krigerne . Tu-16- bombeflyene og den sivile transporten Tu-104 er utstyrt med AM-3 (en) utviklet av Mikouline , selv om den bruker unibody-teknologi, når den nesten 10.000 daN .
Bortsett fra Concorde, er supersoniske , kommersielle fly begrenset til subsoniske hastigheter . Økningen i skyvekraft er derfor bare nødvendig for å drive tyngre og tyngre fly. Etter oljesjokket er forskning fokusert på motorer hvis spesifikke forbruk - forholdet mellom drivstofforbruk og fremskaffet trykk - er så lavt som mulig. Konkurransen viser seg å være veldig sterk mellom de tre hovedmotorprodusentene - Rolls-Royce i Storbritannia, Pratt & Whitney i USA og CFM , et konsortium mellom American General Electric og franske Snecma - og dette desto mer ettersom Boeing eller Airbus overlater valget av drivstoff til flyselskapene. Utviklingen gjelder derfor i hovedsak en ny type turbojet, turbofan eller bypass turbojet, som kan betraktes som et mellomledd mellom turbojet og turbopropen (se fremdrift av fly ). Den første utviklingen utføres av Rolls-Royce med Conway, og en innledende fortynningshastighet på 0,3 økte deretter til 0,6.
Den første generasjonen turbofanmotorer med høy fortynning og ikke utviklet fra eksisterende komponenter gjorde det mulig å utstyre Lockheed C-5 Galaxy fra US Air Force med General Electric TF39 , som nådde en skyvekraft på 19.000 daN . Denne reaktoren er opprinnelsen til CF6 , en sivil modell som finnes på DC-10 , Airbus A300 og Boeing 747 . De to konkurrentene Pratt & Whitney og Rolls-Royce fulgte med JT9D og RB.211 , med tilsvarende ytelse.
Flyet og oppdraget er fellesnevnere i utviklingen av en familie av turbojets. For den samme flymodellen kan flere produsenter utvikle motorer av samme rekkevidde og dermed dele opp markedet for rekkevidden.
Flykriteriene først tas i betraktning er:
De typer oppdrag som er planlagt for sivil transport kan være følgende:
R er handlingsradien.
For militære operasjoner kan flytidene variere mellom 40 minutter og flere timer i tilfelle tyveri med bokser eller tanking under flyturen.
Den typiske profilen til et sivil transportoppdrag kan brytes ned i påfølgende faser som:
Dimensjoneringen av turbojet er derfor syntesen av alle disse objektive kriteriene, og krever derfor en grundig studie av kundens behov.
For å oppfylle kundenes behov, må motorprodusenten utvikle en motor som er:
Dagens turbojet er ekstremt komplekse maskiner som samler et stort antall undersystemer. Utviklingen av en ny motor krever betydelige menneskelige, teknologiske og økonomiske ressurser som bare noen få sjeldne selskaper har i verden: General Electric, Snecma, Rolls-Royce, Pratt & Whitney og NPO Saturn for de viktigste. Turbojets brukes på alle mellomstore og store sivile fly, fordi de er de eneste som er i stand til å nå transoniske hastigheter (mellom mach 0,8 og mach 1) økonomisk. Kun små passasjerfly og Micro fremdeles er utstyrt med stempeleksplosjonsmotorer .
Produksjon og drift av en turbojet krever noe av vår tids mest avanserte tekniske kunnskap, for eksempel væskemekanikk , termodynamikk , materialvitenskap , automatisering og til og med akustikk . Dessuten, ombord på et fly, sivilt eller militært, er turbojet ikke bare et drivmiddel. Den leverer også all tilgjengelig energi om bord i elektrisk, hydraulisk og pneumatisk form og forsyner trykk- og klimaanlegget. Motorenheten blir derfor ofte referert til som en "kraftgenerator" eller " kraftverk " . Hvis effektiviteten og påliteligheten til disse motorene har forbedret seg betydelig siden starten, er kostnadene svært høye, og representerer generelt en tredjedel av apparatets totale kostnad for et sivilt fly .
Trolig mindre kjent for allmennheten, finner turbojet noen applikasjoner i landbiler. The Thrust SSC , en supersonisk land kjøretøy som holder absolutt bakken fartsrekord med et gjennomsnitt på 1,227.985 km / t , er drevet av to Afterburner turbojets utvikle en kraft på rundt 106 000 hk . Turbomotoriserte versjoner av dragsters , også kalt jet-biler , finnes også, men disse kan ikke delta i noe mesterskap og er bare gjenstand for demonstrasjoner.
På grunn av deres evne til å oppnå transoniske hastigheter (mellom mach 0,8 og mach 1) økonomisk, brukes turbojet hovedsakelig på både militære og sivile fly. Alle fly med mer enn 110 seter, de produsert av Airbus og Boeing , er utstyrt med turbojetfly. Fire store produsenter utstyrer disse flyene, nemlig amerikanerne General Electric og Pratt & Whitney , den britiske Rolls-Royce og de franske Safran Aircraft Engines . Vi kan legge til tre andre selskaper: de tyske MTU Aero Engines , italienske Avio og japanske JAEC , som deltar i produksjonen av reaktorer i samarbeid med de "store".
Således jobber Safran Aircraft Engines i samarbeid med General Electric i CFM International , et joint venture som eies like mye, for å hovedsakelig utstyre Airbus A320- familien og Boeing 737 . På samme måte deltar JAEC og MTU Aero Engines også i et joint venture, International Aero Engines , med Rolls-Royce og Pratt & Whitney. International Aero Engines eies 32,5% av Rolls-Royce, 32,5% av Pratt & Whitney, 23% av JAEC og 12% av MTU. Den produserer reaktorer beregnet eksklusivt for Airbus av A320-familien. Endelig har General Electric og Pratt & Whitney gått sammen i et 50/50 joint venture, Engine Alliance , for å utstyre Airbus A380 , i konkurranse med Rolls-Royce.
De 10. februar 2011, Avio har signert en industriell avtale med den amerikanske flymotorprodusenten Pratt & Whitney om levering av den nye Pure Power PW1500G- motoren .
Frem til disse siste tiårene hadde propellen monopol for fremdrift av flyene, men de lydfenomenene ved å begrense bruken til en hastighet lavere enn 720 km / t , det vil si 200 m / s , var det nødvendig å innovere for å gå til-av. Andre verdenskrig fremskyndet utviklingen av et nytt fremdriftssystem uten å endre det opprinnelige prinsippet basert på prinsippet om handlingsreaksjon utført i det komprimerbare mediet som er den omgivende luften.
Dette nye systemet kan betraktes som et rør der luften kommer inn med hastigheten V0 og etterlater den med hastigheten V1 større enn V0 . Fra dette synspunktet skiller reaktoren seg ikke fra propellene bortsett fra det faktum at når den passerer gjennom reaktoren, blir luften komprimert og temperaturen øker betydelig før den når forbrenningskammeret. En annen forskjell med propellen er at luften styres av vegger som gjør det mulig å kaste ut over supersoniske hastigheter. Den siste grunnleggende forskjellen med propellen, som bare gir energi til drivluften ved den mekaniske virkningen av bladene, er at utstøtningshastigheten i reaktoren oppnås ved forbrenning av et drivstoff (parafin) injisert i drivluften som, hovedsakelig for en enkel strømning, tillater en plutselig økning i volum ved nesten konstant trykk i forbrenningskammeret.
For en varmemotor og en propell skilles luften som brukes til forbrenning og drivluften. For en reaktor er luften som er koblet til forbrenningen og drivluften delvis (dobbelstrøm) eller helt kombinert (enkeltstrøm). Til tross for dette har utkastingshastigheten til reaktorer som propellene en grense kjent som "metallurgisk grense", som kan plasseres på 1980-tallet i 3500 km / t .
En turbojet fungerer som propellthrusteren på handlingsreaksjonsprinsippet utført i det komprimerbare mediet som er den omgivende luften, og som gir et fremdrift i reaksjon på utkastingen av en animert gassmasse med en viss hastighet.
Dette presset er konsekvensen:
Denne reaksjonskraften får motoren til å bevege seg fremover (derav begrepet jetmotor ) og dermed til kjøretøyet den er festet til.
En stor masse luft som kommer inn i reaktoren med en hastighet V1 og går ut med en hastighet V2 slik at V2 >> V1 produserer en reaksjonskraft som brukes som en fremdrivende skyvekraft.
Luften som brukes til fremdrift, slippes inn gjennom innløpsdysen som kan ha variabel geometri på visse fly for å tillate supersonisk flyging.
Suges inn av viften, deretter komprimert via en aksial kompressor (eller sentrifugal på noen motorer), varmes luften opp og passerer delvis (eller nesten helt) gjennom forbrenningskammeret hvor den blandes med sprøytet petroleum som antennes spontant (nominell drift).
Som et resultat av denne forbrenningen er det da en sterk ekspansjon av de brente gassene, hvorav en del, ved deres ekspansjon i turbinen , gjør at kompressoren, viften og tilbehør som er nødvendig for drift av reaktoren kan drives.
Resten av gassene som er brent ved termodynamisk transformasjon, produserer trykkenergi i turbinen, deretter kinetisk energi av Venturi-effekten i dysen , hvor seksjonen kan variere avhengig av flykonvolutten (konvergent i subsonisk eller divergerende i supersonisk ) for å oppnå skyvekraften slik at flyet kan bevege seg fremover.
Luftstrømmen opprettholdes subsonisk i motoren gjennom hele flykonvolutten, og motoroperasjonen fortsetter så lenge drivstoff injiseres.
Turbojet reagerer på to prinsipper for termodynamikk:
- det første kalt energiprinsippet som gjelder et system som utvikler seg fra en starttilstand til en slutttilstand med bevaring av masse. Endringen av tilstanden til dette systemet tar hensyn til utvekslingen med utsiden i form av Arbeid eller Varme. Energien per masseenhet i et gassystem kalles entalpi, og energien som tilføres i form av arbeid eller varme fra gassgeneratoren til turbojet er proporsjonal med massestrømningshastigheten til væsken som går gjennom maskinen og til variasjonen i entalpi gjennomgått av denne væsken.
For en kompressor og en turbin vil entalpi-variasjonen være reell, mens den for et luftinntak og en utkastingsdyse er null.
- det andre, basert på forestillingen om entropi eller brukbar energi, fremhever irreversibiliteten til transformasjonen og derfor tapet av energi som væsken gjennomgår når den passerer gjennom maskinen.
Turbojet er en motor:
Denne syklusen består av en reversibel adiabatisk kompresjon , en irreversibel isobar forbrenning (reaktoren betraktes som et åpent system), en reversibel adiabatisk utvidelse og en reversibel isobar kjøling.
Den termodynamiske syklusen til turbojet består av fire trinn der luften gjennomgår fysiske eller kjemiske modifikasjoner:
Disse fire fasene av den termodynamiske syklusen finner sted samtidig på forskjellige steder i motsetning til de fire slagene til forbrenningsmotoren som foregår på samme sted (i samme sylinder) og på forskjellige tidspunkter.
For å sikre at denne syklusen er fullført, består turbojet (single-flow) av to deler:
De fire fasene i den termodynamiske syklusen kan representeres av trykk / volum og trykk / temperatur Brayton syklusdiagrammer som gjør det mulig å se utviklingen av egenskapene til luften som går gjennom turbojet.
I likhet med bilmotorer utfører turbojet således en kontinuerlig firefasesyklus - inntak, kompresjon, forbrenning og ekspansjon / eksos.
I Trykk / Volum-diagrammet er kompresjon teoretisk adiabatisk og resulterer i en økning i trykk og temperatur.
Effekten som kreves for å drive kompressoren avhenger av luftmassen som passerer gjennom den og temperaturstigningen mellom innløpet og utløpet derav.
Forbrenningen er teoretisk isobar, men i kammeret synker trykket litt og temperaturen øker kraftig. Trykket i kammeret er ikke helt isobarisk på grunn av trykkfallet.
Ekspansjonen er teoretisk adiabatisk, men trykk og temperatur synker når hastigheten øker.
I virkeligheten, siden luft ikke er en ideell gass, sies kompresjon og ekspansjon å være polytropisk.
I trykk / temperatur-diagrammet vises den nyttige overflaten S og grensen for T4 . For å øke den nyttige overflaten er det nødvendig å øke kompresjonsforholdet P3 / P2 eller å senke temperaturgrensen T4 begrenset av temperaturmotstanden til materialene som den er laget av.
Utvalget av forskjellige turbojets er ganske omfattende, det samme er verdiene for deres skyvekraft. I det sivile transportflyet når den minste turbojet, TRS 18-1 fra Safran Power Units (tidligere Microturbo), mellom 120 og 160 daN , mens den største, GE90-115B , produsert av General Electric, utvikler mer enn 40.000 daN . Når det gjelder kampfly, er rekkevidden mye mer begrenset. Pratt & Whitney F119, en av de kraftigste reaktorene i dette feltet, utvikler seg mellom 9 800 og 15 600 daN , mens Snecma M88 som utstyrer Dassault Rafale utvikler seg mellom 5000 og 7500 daN .
TrykkmålingDrivkraften som er den viktigste ytelsen til et drivmiddel som gir kinetisk energi, er en kraft som reaksjon på akselerasjonen av en luftmasse som passerer gjennom den.
Drivkraften kan måles på en testbenk ved hjelp av en kraftbalanse i kontakt med mobilvognen som støtter thrusteren. Kraftsensoren kan være et hydraulisk system eller en strekkmåler kombinert med et elektronisk målesystem.
Fordeling av skyvekrefterHovedinnsatsen fordeles som følger:
Dette gir en effektiv skyvekraft (fremadgående kraft) på 45% av total kraft.
Beregning av skyvekraftDrivkraften kan beregnes ved å måle luftstrømmen og hastigheten på luftinntaket og gassutløpet fordi det, som i alle direkte jetmotorer, hovedsakelig skyldes to årsaker:
Drivkraften til en turbojet er derfor:
Er :
Forskjellen i momentum er skrevet, og forsømmer massen av injisert drivstoff:
Forskjellen i trykk mellom dyseutløpet og oppstrøms uendelig fører til å skrive:
derav uttrykk for skyvekraften:
Begrepet er lite nok til å bli neglisjert, og det reduserte trykkuttrykket kan uttrykkes fra ligningene:
Gassene bringes opp i hastighet i dysen ved å transformere den potensielle energien til totalt trykk og total temperatur til kinetisk energi ved utløpet av dysens hals. Så lenge dysen er i subsonisk regime, er det statiske trykket i utløpsplanet lik omgivelsestrykket. Hvis gasshastigheten blir større enn Mach 1, blir det statiske trykket i halsen større enn omgivelsestrykket, og sjokkbølger dannes nedstrøms (ringer ved dyseutløpet på reaktorer etter forbrenning).
Den isentropiske hastigheten ved dyseutløpet har følgende ligning:
med:
For at turbojetmotoren skal kunne skape fremdrift, må eksosgassens hastighet være større enn flyets.
Samme trykk kan oppnås med lavere strømningshastighet og høyere gassutkastingshastighet, eller tvert imot, høyere strømningshastighet ved lavere hastighet. Imidlertid er det mer fordelaktig å favorisere strømmen i stedet for hastigheten i tilfelle subsoniske hastigheter.
Krefter og avkastningDet er nødvendig å skille mellom flere nivåer av kraft og dermed effektivitet i driften av turbojet:
Den brennende kraften som tilføres turbojet fra forbrenningen av et drivstoff og som uttrykkes av produktet av drivstoffstrømningshastigheten og dens brennverdi. Det er kraften som kan utvinnes fra drivstoffet hvis maskinen var perfekt og som uttrykkes med formelen:
med:
Den termiske kraften som kommuniseres til gassmassen under passasjen gjennom maskinen, og som uttrykkes med formelen:
Den kinetiske kraften til gassstrålen som kastes ut ved dysens utløp og som uttrykkes med formelen:
Den drivkraft som er den kraft hentet fra den kinetiske kraften av de utstøtte gasser som flyet faktisk bruker og som er produktet av skyvekraften av "lufthastighet" av flyet
Fra disse effektnivåene bestemmes flere effektivitetsnivåer for turbojet:
Den termodynamiske effektiviteten (40%) som er forholdet mellom den termodynamiske effekten og energien som tilføres av drivstoffet, og som uttrykkes med formelen:
Den termiske virkningsgraden (30%), som er forholdet mellom den kinetiske kraften til gassstrålen og brennstoffets brennstoff, er uttrykt med formelen:
Denne effektiviteten karakteriserer maskinens effektivitet når det gjelder å produsere energi som kan brukes til fremdrift. Denne effektiviteten forbedres ved å øke temperaturen på strømmen som forlater forbrenningskammeret i korrelasjon med økningen i kompresjonsforholdet til luften oppstrøms. Å redusere trykkfall og øke effektiviteten til turbinanordningen bidrar også til den totale økningen i denne effektiviteten.
Den interne effektiviteten (80%) som er forholdet mellom termisk effekt og termodynamisk effekt og som uttrykkes med formelen:
Den fremdrivende effektiviteten, som er forholdet mellom kraften som brukes til fremdriften og strålens kinetiske effekt (60% for en gitt Vi), karakteriserer måten energien produsert av gassgeneratoren faktisk brukes til fremdriften. denne effektiviteten forbedres ved å redusere strålens utkastningshastighet for å tilpasse den til flyets forventede hastighetsytelse.
Den totale effektiviteten (20% til 25%), som er forholdet mellom produsert energi og energi som frigjøres av drivstoffet, og som kan uttrykkes med formelen:
Turbomachines drivstoff dukket først opp på slutten av andre verdenskrig. Siden den gang har utviklingen av spesifikasjonene deres vært basert på:
To hovedtemperaturegenskaper gjør det mulig å differensiere bruken av forskjellige drivstoff:
Ulike drivstoff brukes i luftfart:
Enkelte tilsetningsstoffer forbedrer kvaliteten på disse drivstoffene, for eksempel:
Brennstoffet som brukes i sivile og militære turbojets er hovedsakelig parafin , et oljeprodukt oppnådd ved å raffinere råoljer og sammensatt av 86% karbon og 14% hydrogen, med et flammepunkt for sikkerheten til bruk som ligger på rundt 41 ° C .
ForbrenningFor turbojets er forbrenning en kjemisk reaksjon mellom et drivstoff som består av karbon- og hydrogenatomer, hvis generelle formel er C x H y , og en oksidasjonsmiddel som er omgivende luft.
Støkiometrisk forbrenningDrivstoffblandingen sies å være støkiometrisk når bestanddelene er i et forhold slik at de alle deltar i forbrenning. I dette tilfellet vil de eneste forbrenningsproduktene være CO 2 og vanndamp.
Den støkiometriske forbrenningen av parafin i tørr luft har følgende generelle ligning:
CxHy + (x+y/4) (O2 + 3,76N2) → x CO2 + y/2 H2O + 3,76 (x + y/4) N2For x = 10 og y = 20, dvs. formuleringen C 10 H 20 , oppnås følgende massebalanse:
140 kg de kérosène + 2 058 kg d'air sec → 440 kg de dioxyde de carbone + 180 kg de vapeur d'eau + 1 578 kg d'azote.Denne typen forbrenning finnes ikke i dag i turbojet, og drivstoffstrømmen til luftstrømningsforholdet som er 0,068 for støkiometrisk forbrenning er snarere 0,03 for en militærmotor og 0,02 for en sivil motor.
Ekte forbrenningLuften inneholder ikke bare oksygen, men også nitrogen ( N 2 ) og spor av sjeldne gasser (argon, etc.) som finnes i form av forurensende oksider ved slutten av forbrenningen. Disse forurensningene tilsettes karbonmonoksid ( CO) og karbon ( C) i form av røyk som skyldes ufullstendig forbrenning av drivstoff.
Forbrenning er bare mulig fra en viss temperatur og et trykknivå og krever en minimumsmengde oksygen. I hovedforbrenningskammeret til en turbojet er reaksjonen ikke støkiometrisk, den er mager forbrenning med overflødig oksygen og tilstedeværelsen av vanndamp.
Oksygen forblir i forbrenningsproduktene i hovedkammeret, som gjør det mulig for militære motorer å levere en etterbrenner for å generere overflødig trykk ved høyere temperatur uten frykt for forverring av roterende deler.
ForbrukDrivstofforbruket til turbojets som øker proporsjonalt med skyvekraften blir evaluert av en parameter som kalles spesifikt forbruk som representerer forholdet mellom drivstofforbruket og skyvet som oppnås for en gitt motor.
De fleste av siste generasjons motorer har et forhold på 0,55 i cruising . Denne verdien, for en Boeing 777 utstyrt med to GE90-er som reiser 10.000 km i gjennomsnitt 1800 L / 100 km, tilsvarer omtrent 5 L / 100 km per passasjer (for 360 passasjerer), eller like mye som en liten bil .
Imidlertid har små reaktorer, på grunn av en veldig forenklet konstruksjon, et høyere spesifikt forbruk .
Turbojet er maskiner med veldig kompleks design som må tåle intense termiske, mekaniske og vibrerende påkjenninger og oppfylle høye driftsbegrensninger. Egenskapene er ikke gitt nøyaktig av produsentene, men driftstemperaturene kan estimeres mellom 200 ° C og 2000 ° C.
Disse begrensningene krever derfor materialer som passer for hvert område. Generelt er den høytrykksturbinen utsettes for de mest ugunstige forhold (høye temperaturer og trykk). Delene i denne sonen er generelt basert på en legering av nikkel og kobolt . I kaldere områder brukes stål og titan mer. De indre overflatene, spesielt de på vingene og husene, er videre beskyttet med belegg for å øke materialets levetid .
Utviklingen av turbojet har dessuten blitt oppnådd fremfor alt takket være mestring av materialene som utgjør gassrøret, fordi de er mest brukt. Denne kunnskapen om materialer gjør det mulig å oppnå deler med maksimal mekanisk motstand mot minimum vekt. Selv i dag er det en av applikasjonene som krever høyest tekniskitet innen materialvitenskap : deler i titan , kniver i monokrystallinsk legering, varmebehandlinger osv.
Turbojet er en del av en samling kalt GTR eller Turbojet Group som består av en luftinntakskanal som er en del av flycellen og selve turbojet som driver flyet. Turbojetmotoren består av følgende grunnleggende elementer:
I tillegg til disse elementene, som finnes på alle typer turbojets, finner vi også:
Den generelle aerotermynamikken til strømmen dannet av alle disse elementene plassert fra ende til ende og som beskriver de påfølgende transformasjonene som luften som passerer gjennom turbojet gjennomgår, viser oss at en nedbrytning av luftstrømmen under passering gjennom maskinen resulterer i tap av trykk .
Det er en kanal beregnet på å fange luften og bringe den under best mulig forhold til kompressorinnløpet.
Den “luftinnløps” sammenstillingen omfatter selve motorens luftinntak og luftinnløpshylse. Utformingen av dette er flyprodusentens jobb.
Motorens luftinntakMotorens luftinntak består vanligvis av et lett legeringshus , som ofte har den tilleggsfunksjonen som støttetilbehør.
LuftinntakskanalLuftinntakshylsen som, i tilfelle en turbojetmotor installert på et fly, gjør at den kan forsynes med luft, kan ordnes på forskjellige måter (som en pitot, en pod, innebygd i vingene osv. ). Den kan utstyres med forskjellig utstyr (beskyttelsesgitter, støydempere, avisingsanordning, filter osv. ). Enten turbojetmotoren er installert utenfor eller inne i flyrammen, vil luftinntakskanalen ha den rollen å sikre lufttilførselen gjennom flykonvolutten, uansett forhold.
HovedbegrensningerVisse kvalitetskriterier tas i betraktning for definisjonen av luftinntakskanalen, for alle typer fly utstyrt med turbojets. Disse kriteriene er som følger:
Den luftinnløp hylse :
Ved det faste punktet på bakken og når du droser, presenterer luftstrømmene seg med veldig betydelige forekomster ved inngangen til luftinntakshylsen , og forårsaker løsrivelser og virvler som reduserer den effektive delen. I åpne eller lukkede reaktortestbenker er det samme grunn som krever bruk av en spesiell luftinntakshylse , kalt paviljong .
For fly (hovedsakelig militære) som har luftinntak på tynt brett, åpner luker med høy hastighet og lav flyhastighet et ekstra luftinntak som gjør det mulig å gjenopprette en riktig luftstrøm for turbojet. For sivile fly, der den aerodynamiske profilen til luftinntaket er tykkere, unngås fenomenet løsrivelse. Militærfly reduserer også i stor grad problemene med høy angrepsvinkel ved start ved ofte å bruke luftinntak med variabel geometri, som alltid ligger nøyaktig i den relative vinden (F-15 er et godt eksempel).
FlyoperasjonInntakshylsen som mottar energi ved variabel hastighet, avhengig av flyforholdene, må noen ganger bremse, noen ganger akselerere luften i kompressorinnløpet.
Subsonisk flyturFor dette området av hastigheter under Mach vil innløpshylsen være en enkel divergerende, det vil si at den vil føre til at hastigheten reduseres ved å øke lufttrykket ved kompressorinnløpet fra at hastighetene i spillet vil være større enn Mach 0,5 . For fly som dette er cruising-flykonvolutten, har motoren og kappeenheten (når den er installert under vingen) en fremre posisjon i forhold til forkanten for å unngå aerodynamiske forstyrrelser under flyfaser med stor innvirkning.
Supersonisk flyturI denne flykonvolutten blir hastigheten på luften som kommer inn i innløpshylsen større enn lydhastigheten, noe som skaper en diskontinuitet i strømmen. Denne diskontinuiteten resulterer i en plutselig variasjon i trykk, kalt en sjokkbølge . Hvis en luftstrøm kommer direkte inn i innløpshylsen, er det dannelse av en rett støtbølge (vinkelrett på inngangsplanet), mens hvis vi plasserer en skarp hindring i denne innløpshylsen, vil vi ha dannelse av en skrå bølgefront.
Transformasjonen som gassen gjennomgår når sjokkbølgen passerer, innebærer en nedbrytning av energi som resulterer i:
Energiforringelsen er lavere i en skrå sjokkbølge enn i en rett sjokkbølge. Nedstrøms for en rett støtbølge er strømmen alltid subsonisk . Nedstrøms for en skrå bølge, hvor tap av hastighet er mindre sterk, kan det være nødvendig å opprette flere støttsoner for å nå hastigheter under Mach .
Tabellen nedenfor er gitt som en indikasjon for å vise virkeligheten av nedbrytning av energi på hver side av en høyre støtbølge.
M1 Mach oppstrøms |
P2 ____ P1 |
T2
____ T1 |
M2 Mach nedstrøms |
Nedgang i hastighet gjennom sjokkbølgen |
---|---|---|---|---|
1.1 | 1.250 | 1.065 | 0,91 | 52 m / s |
2 | 4,50 | 1.690 | 0,577 | 436 m / s |
3 | 10.03 | 2,680 | 0,475 | 755 m / s |
Innløpshylsens struktur må ha områder med konvergens og divergens, for å redusere luftstrømmen som propper kompressoren, mens den gjenoppretter maksimalt trykk. Men denne strukturen må ha variabel geometri, det vil si ha en divergerende eller konvergerende divergerende kanal avhengig av flykonvolutten, for å tilpasse luftstrømmen til alle flyforhold og for å sikre stabiliteten til sjokkbølgene som sikrer overgang fra supersonisk strøm til subsonisk strøm .
For eksempel på Mirage 2000 tillater en mobil mus :
Tilpasningen av hylsen til store angrepsvinkler oppnås gjennom luker og spader som er plassert på undersiden av hylsen. Den kanal luftinnløps av Mirage 2000 omfatter:
Tilpasningen av luftinntakshylsen til Mirage 2000 utføres av mobile mus som:
Den termodynamiske prosessen som er grunnlaget for driften av turbojet innebærer tilførsel av trykkluft for å oppnå god forbrenningseffektivitet.
Kompressorens rolleKompressorens rolle er å hjelpe petroleumsluftblandingen til å antennes under optimale trykk- og temperaturforhold. For å oppnå dette har motorprodusentene integrert en kompressor før forbrenningskammeret i luftinntaket.
Funksjonen til kompressoren er å heve trykket og temperaturen i væsken mellom innløpet og forbrenningskammeret ved å transformere den kinetiske energien til trykkenergi:
Forbedringen av forbrenningseffektiviteten ved å redusere drivstofforbruket under oppvarming til grensen for metallurgi er mulig ved å øke kompresjonsforholdet ved innløpet til forbrenningskammeret samtidig som det sikres kontinuerlig forbrenning av det injiserte drivstoffet.
Turbojetens skyvekraft, som i det vesentlige avhenger av innkommende luftstrøm og utstøtningshastighet ved dysens utløp, hastighet avhengig av temperaturen på gassene ved forbrenningens slutt, gjorde det nødvendig å bruke en kompressor hvis realisering fulgte to veldig forskjellige prinsipper:
De første turbojetene, designet av prototyper utviklet av Whittle og Von Ohain, ble utstyrt med en sentrifugalkompressor som ble drevet av turbinen. De har fordelen av enkelhet, gitt at et enkelt bladtrinn utfører kompresjonen og en enkelt aksel forbinder turbinen til kompressoren.
Deres korte lengde er ledsaget av en stor diameter som er nødvendig for god kompresjon. Luften når faktisk sin maksimale kompresjon ved enden av kompressoren siden sentrifugalkraften er desto større da applikasjonspunktet er langt fra rotasjonsaksen. Denne store diameteren gjør den mer egnet for små turbojetfly.
De første engelske reaktorene som Goblins of De Havilland Vampire eller Rolls-Royce Welland of the Gloster Meteor ble designet på denne måten. I tillegg er de fleste helikopterturbiner fremdeles designet etter dette prinsippet som tillater design av kompakte motorer.
grunnlovSentrifugalkompressoren består i hovedsak av en rotor (eller sentrifugalhjul) med radiale finner og en eller flere diffusorer. I rotoren kommer luft inn aksialt og strømmer deretter radialt. Lufthastigheten øker på grunn av sentrifugalakselerasjon og trykket på grunn av den divergerende seksjonen mellom bladene. Luften forlater enden av rotorbladene med veldig høy hastighet, og i statoren blir en del av denne hastigheten forvandlet til trykk på grunn av den divergerende delen av bladene.
FremførelserSentrifugalkompressoren er enkel, robust og har et godt kompresjonsforhold. Til sammenligning hadde MARBORE VI turbojetmotoren et kompresjonsforhold på 3,80, mot 1,15 til 1,16 for et enkelt aksialt kompressortrinn. På slutten av 1940-tallet nådde det maksimale kompresjonsforholdet til og med 4. Men sentrifugalkompressorens store størrelse fordømte den til bruk i turbomaskiner med lav effekt.
Aksial- og sentrifugalkompressorI noen turbomaskiner tilveiebringes kompresjon av en aksial type kompressor etterfulgt av en sentrifugal kompressor.
Overladningen av sentrifugalkompressoren tillater en betydelig forsterkning i kompresjonsforholdet for en identisk rotasjonshastighet.
AksialkompressorDen økende vekten av fly fører til at luftfartsingeniører tenker seg løsninger for å forbedre skyvekraften som tilbys av turbojet.
På grunn av lavere effektivitet krever de flere trinn roterende med samme hastighet, men tåler betydelig høyere rotasjonshastigheter. Den første i sitt slag, og også den første bygget i stor serie, er Jumo 004 fra Junkers -Motoren som drev Messerschmitt Me 262 .
Fremskritt innen metallurgi har gjort det mulig å produsere aksiale kompressorer laget for hvert trinn i et bevegelig hjul og et fast rutenett som gjør det mulig å oppnå en fullstendig kompresjonsfase. Jo større trinn, jo høyere kompresjonsforhold.
hovedtrekkeneTabellen nedenfor er gitt som en indikasjon for å vise forskjellige egenskaper ved aksiale kompressorer:
Motorer | Utløpstrykk -------------------- Inntakstrykk |
Utløpstemperatur | Teknologiske trekk |
---|---|---|---|
ATAR | 6.11 | 250 ° C | Enkel kropp, 9 etasjer |
LARZAC | 10.8 | 370 ° C | Dobbeltkropp, LP 2 trinn + HP 4 trinn |
M53 på bakken | 8.5 | 325 ° C | Enkel kropp, 3 + 5 etasjer |
M53 ved Mach 2.3 | 8.5 | 430 ° C | Enkel kropp, 3 + 5 etasjer |
CFM56-2 | 24 | 550 ° C | Dobbelt karosseri, 1 vifte, LP 3 trinn + HP 9 trinn |
Kompressoren består av:
Bladene har en aerodynamisk profil med en avrundet forkant (tåler variasjoner i innfall) og en avsmalnet bakkant (for å redusere våkenhet). De har en kilevinkel i forhold til generatoren til rotoren, som påfører strømningsretningen. De er også vridd slik at luftstrømmene presenterer en konstant innfallsvinkel mellom bladets hode og roten, som ikke har samme omkretshastighet.
Luften passerer vekselvis gjennom et bevegelig hjul og deretter et fast rutenett (dvs. et kompressortrinn) som utfører en komplett kompresjonsfase. For å øke motorens kompresjonsforhold er det tilstrekkelig å øke antall trinn. Da komprimeringen ledsages av en reduksjon i volumet, konvergerer strømmen fra innløpet til kompressorens utløp for å opprettholde trykkforholdene mellom hvert trinn.
Prinsipp for driftDet grunnleggende prinsippet for å komprimere et kompressortrinn er som følger:
Ved å øke antall trinn (rotor + stator) økes det totale kompresjonsforholdet og temperaturen ved kompressorutløpet.
Oppsummert i et kompressortrinn, som inkluderer et bevegelig rutenett og et fast rutenett:
I en aksial kompressor er strømningens aksiale forskyvningshastighet mer eller mindre konstant i størrelse og retning: verdien av denne hastigheten er vanligvis mellom 130 m / s og 170 m / s .
DriftsgrenserDriftsgrenser vises:
Kvaliteten av transformasjonen til trykkenergi er preget av kompresjonseffektiviteten ηc = P2 / P1, og tapene i et trinn kan være:
I kompressorens driftsfelt (Kompressjonsforhold; Flow) er det en enkelt linje som alle mulige driftspunkter for en gitt kompressor er plassert på: det er driftslinjen (eller arbeidslinjen) som gjør at det tilsvarer en strømningshastighet og en kompresjon forhold for en gitt rotasjonshastighet (iso-speed linjer).
Denne operasjonslinjen er uavhengig av ytre forhold (trykk, temperatur) så vel som motorens flyforhold (Mach-nummer, høyde).
Denne driftslinjen som skjærer iso-hastighetene til driftsfeltet, kan oversettes til kompressorens rotasjonshastighet. Det er klart at hvis vi vet kompressorens hastighet, vet vi om driftspunktet for denne rotasjonshastigheten er på den stabile driftslinjen til kompressoren, det vil si om den tilsvarer strømningshastigheten og kompresjonsforholdet. Riktig.
PumpelinjeEn annen betjeningslinje kjent som "pumpelinjen" består av kompressorens betjeningspunkter der effektiviteten faller etter den aerodynamiske stoppingen av bladene. Avstanden mellom disse to driftslinjene kalles "pumpemargin".
Hvis luften mellom to påfølgende blader når lydhastigheten, blokkeres luftstrømmen på trykkfronten som genereres.
Ved høy hastighet er pumpingen knyttet til separasjonen av de siste trinnene og blokkering av hodetrinnene, mens det ved lav hastighet er det motsatte.
Hvis du ikke tar av kompressoren, holder den ikke lenger trykknivået nedstrøms forbrenningskammeret. Konsekvensene er da katastrofale på motorens drift ut fra ytelse og sikkerhet (fare for mekanisk forringelse, av at motoren slår seg av).
UtløpsventilUnder oppstart og under forbigående variasjoner under flyging er det nødvendig å tømme luft fra høytrykkskompressoren til lavtrykket turbinfordeleren. Under start avlaster den startmotoren og eliminerer effekten av fastkjøring under flyturen, noe som reduserer pumpemarginen.
Denne enheten kalt utløpsventil (TVB: Transient Bleed Valve) styres av reguleringen og tillater et fall i trykket i HP-kompressoren.
Multi-body løsningerI hvert trinn er det en økning i trykk, men også i temperatur; for et gitt trinn er imidlertid forholdet mellom innløp og utløp høyere jo lavere innløpstemperaturen (jo mindre ekspandert luft blir lettere komprimert).
For en gitt rotasjonshastighet for alle trinnene øker innløpstemperaturene i hvert trinn etter hvert som strømmen utvikler seg, og derfor reduseres kompresjonsforholdet per trinn (fordi kompresjonsforholdet for et gitt trinn er jo høyere jo lavere inngangstemperaturen).
I en aksial kompressor reduseres trykkforholdene til hvert av trinnene og for å opprettholde høye trykkforhold per trinn, ville det være nødvendig å øke rotasjonshastigheten til de hotteste trinnene, derav ideen om å ha flere kompressorer roterende ved forskjellige hastigheter og realisering av flerkroppsløsninger (dobbel kropp, trippel kropp).
Fordelene med dobbel kropp sammenlignet med en enkelt kropp er for eksempel:
Multikroppene er mer komplekse og deres opprinnelige kostnad er høyere, men i drift er forskjellen til fordel for multikroppen.
Den brennkammeret er en del av turbojetmotor hvis rolle er å heve temperaturen av luften som kommer fra kompressoren ved brennstoff-forbrenning for å levere varme gasser til turbinen og for å delta i fremdrifts gjennom deres ekspansjon i utstøtningsmunnstykket.
Forbrenningen må være optimal der og strømmen i nedstrøms delen av turbojet må ikke gjennomgå et for stort trykkfall [trykkfall]. Luften må passere gjennom kammeret med relativt lav hastighet, mindre enn 100 m / s . Flammen er begrenset ved en meget lav hastighet område matet av omtrent en tiendedel av luftstrømningsmengden gjennom kammeret, og temperaturen på det høyeste punkt som nærmer seg 2000 ° C . Temperaturen reduseres veldig raskt ved fortynning med resten av luften som går gjennom kammeret for å nå en verdi som er kompatibel med motstanden til materialene i turbinen.
For å sikre god mekanisk styrke på veggene i kammeret, må temperaturen være begrenset til rundt 900 ° C (avhengig av ildfaste materialer).
ForbrenningsreaksjonMekanismen for forbrenning av hydrokarboner i luft er en eksoterm reaksjon som innebærer at drivstoffblandingen:
Flamtemperaturen når da et maksimum for disse forholdene og øker med blandingens opprinnelige temperatur. Denne temperaturen synker raskt hvis disse forholdene ikke er oppfylt.
Antenningstemperaturen som tillater en kjemisk reaksjon med flammen tillater:
Desto viktigere er energien som skal til for tenning.
Grensene for autonom forbrenning er:
I en laminær strømning følger flammefronten variasjonen i blandingens strømningshastighet, men i forbrenningskammeret til en turbojet er strømmen av blandingen svært turbulent. Blandingen av forbrenningsproduktene med blandingen som kommer inn i kammeret fører til en generalisert forbrenning i kammeret med svært korte reaksjonstider. Hvis strømningshastigheten øker for mye, vil tiden blandingen holdes frisk i kammeret bli mindre enn tenningsforsinkelsen, og flammen blir utvist fra forbrenningskammeret: dette er blåsefenomenet også kalt " blow out ".
Det er mange årsaker til utryddelse av et forbrenningskammer, men skyldes to hovedfenomener:
Åpenbart at utryddelse i fly kan utgjøre, hvis det er flere, en risiko for ulykke fordi sannsynligheten for at tenningen på nytt avhenger av:
Hvis Q er mengden varme som frigjøres hvert sekund ved forbrenning av drivstoff, og Q 'er mengden varme som kan oppnås ved fullstendig forbrenning, forholdet? = Q / Q 'representerer forbrenningskammerets effektivitet.
Det spesifikke forbruket er knyttet til forbrenningseffektiviteten. For å forbedre det er det nødvendig å sikre en oksidasjons-drivstoffblanding så intim som mulig ved å oppnå en virvelstrøm mellom de lineære strømningene ved innløpet og ved utløpet. Forbrenningskammerets aerodynamiske utforming er derfor spesielt komplisert.
Parametere som påvirker forbrenningenDe viktigste parametrene som påvirker forbrenningen er:
Rikheten avhenger av inngangs- og utgangstemperaturen til kammeret, men også av flyforholdene. Det er maksimalt ved start, det synker under cruising og kan nå en minimumsverdi under forbigående forhold (for eksempel ved en plutselig reduksjon i gasspjeld). Rikheten kan variere i et forhold på 1 til 10, avhengig av motorene og bruksforholdene under flyging.
Trykket ved innløpet til kammeret kan variere fra 0,2 bar til 30 bar og innløpstemperaturen fra -40 ° C til 650 ° C, avhengig av driftsområdet til turbojet.
På den annen side må kammeret for visse flyforhold kunne gjenantennes og ha et stabilt driftsområde for autorotasjon (militærfly) etter utryddelse i høyden. Etter reignition må forbrenningen tillate at motoren akselererer til høyder over 10.000 m , avhengig av flytype.
Luftfart Generelle egenskaperEt luftfartsdrivstoff må ha følgende egenskaper:
I dag er det et umettet hydrokarbon, parafin , som best oppfyller alle disse kriteriene.
Kjennetegn på de forskjellige drivstoffene som brukes i luftfartMerk: parafin og rent oksygen gir en temperatur på 3500 K når blandingen er støkiometrisk.
Flammehastighet - forbrenningsstabilitetFlammefrontens hastighet (i en homogen blanding) er relativt lav sammenlignet med strømningshastigheten til væsken i en turbojet og øker:
For at forbrenning skal være mulig, må ikke strømningshastigheten være større enn flammeens forplantningshastighet. Så for en kontinuerlig injeksjon av drivstoff for å gi en stabil flamme, er det nødvendig at de injiserte drivstoffdråpene raskt møter de antente drivstoffdråpene for å gjenvinne nok energi til sin egen tenning.
For å unngå å blåse flammen, reduseres strømmen til hastigheter som er kompatible med forbrenning. For å gjøre dette er kammeret koblet til kompressoren plassert oppstrøms av et divergerende.
Den funksjon av turbinen er å omdanne trykkenergien av de gasser som forlater forbrenningskammeret til kinetisk energi, og deretter til mekanisk energi for å drive viften eller vifte, kompressor og forskjellige serviceutstyr. Energien som er igjen ved utløpet av turbinen bidrar til reaktorens skyvekraft.
PrinsippI en subsonisk strømning er forholdet mellom hastighet, trykk og tetthet av væsken preget av Bernoullis teorem . Ekspansjonen av gassene i turbinen oppnås ved akselerasjon av væsken i en konvergent, og en del av den gjenvunne kinetiske energien blir transformert til motorarbeid.
Beskrivelse og driftGenerelt er turbinene man møter på en turbojet av aksial type; strømmen er derfor parallell med motorens akse. Ekspansjonstrinnet til en turbin består av et rutenett med faste kniver kalt [Distributør] og et rutenett av mobile kniver kalt [Impeller]. Når kraften som skal trekkes ut overstiger mulighetene for et enkelt trinn, brukes flertrinnsturbiner.
Distributørens rolleGassene som forlater forbrenningskammeret kommer inn i fordeleren som avbøyer dem i en vinkel i tangentiell retning av [Impeller]. Det forvandler trykkenergien til kinetisk energi ved å samle effekten. Akselerasjonen av den således oppnådde strømmen er ledsaget av en reduksjon i trykk og temperatur.
Hjulets rolleGassene ved distribusjonsutløpet kommer inn i mobilen [Hjulet] med en innfallsvinkel som resulterer i en ulik fordeling av trykket på bladets nedre overflate og øvre overflate. Trykket som utøves av væsken på den nedre overflaten er større enn det som utøves på den øvre overflaten, og dette skaper et aerodynamisk resultat som setter mobil [Wheel] i bevegelse, og omdanner en del av den kinetiske energien til mekanisk energi.
For å øke den nyttige mekaniske energien er det nødvendig:
Kraften utviklet av en turbin kan uttrykkes med følgende formel:
Med
Beregning av kraften utviklet av Olympus-motoren på bakken med følgende verdier av parametrene:
for = 0,018 65 verdi av rikheten til luft-drivstoffblandingen har vi følgende spesifikke varmeverdier:
Effekten utviklet av turbinen til Olympus-motoren er da W = 77,600,000 W eller 105,300 hk
Denne effekten, som er en liten del av reaktorens totale effekt, brukes hovedsakelig til å drive kompressoren og utstyret.
BegrensningerTurbinen er den komponenten i turbojetmotoren som fungerer under de mest alvorlige forholdene:
I tillegg fører enhver økning i gassens hastighet til en økning i rotasjonshastigheten til det bevegelige hjulet og derfor i omkretshastigheten, begrenset av hensyn til mekanisk styrke. For stor økning i innfallsvinkelen til strømmen med hensyn til bladets timing vil føre til aerodynamiske forstyrrelser som fører til overdreven trykkfall.
Under adiabatisk kompresjon er det en økning i entalpi, og for ekspansjon skjer det omvendte, noe som resulterer i at en turbin er i stand til å absorbere mer energi enn et kompressortrinn kan gi. Det er også av denne grunn at fenomenet pumping eller roterende stalling ikke eksisterer i en turbin.
Økningen i kraften som absorberes av turbinen oppnås ved å åpne dyseseksjonen (eller halsen på nedstrømsfordeleren) for å øke utvidelsen.
Kvaliteten på en turbin blir evaluert av utvidelseseffektiviteten, og dens absorberte effektgrense avhenger av lufthastigheten mellom bladene (blokkering hvis Mach = 1).
UtbytteSom i innløpshylsen, kompressoren eller forbrenningskammeret, er transformasjonen som strømmen gjennomgår i turbinen ufullkommen, derav begrepet effektivitet:
Hvis energitransformasjonen var tapsfri, ville vi ha:
fra denne ligningen og kunnskap om P5, P6 og T5 kan vi beregne T6th som alltid er høyere enn den virkelige T6, og derfor er turbinens virkelige effektivitet omtrent:
I praksis blir denne effektiviteten endret ved at det eksisterer bypass-strømningshastigheter (strømningshastigheter som ikke fungerer i turbinen og omgår bladene og trer seg gjennom de radiale avstandene mellom rotorene og statorene). Disse strømningshastighetene er lavere og lavere takket være aktive systemer som LPTACC og HPTACC eller passive mekanismer som slitasje. Dette er sprø "smeltbare" deler i bikaker, av et materiale som er mindre hardt enn hælene på bladene. Når du løper inn, vil knivene slite ned slipemidlene for å justere de radiale avstandene uten å skade bladene, og dermed justere delene for å begrense bypass-strømningshastighetene. Kjøling av bladene RollForpliktelsen til å redusere drivstofforbruket krever høyere temperaturer ved innløpet til turbinen og økning av kompresjonsforholdet nedstrøms fordi gevinsten i SFC er desto større som den er.
Økningen i temperaturen ved innløpet til turbinen tillater også:
Vingene blir avkjølt ved konveksjon ved bruk av kjøligere luft hentet fra nedstrøms kompressoren. Denne avgiften, til skade for ytelsen, pålegges motorprodusenten når det gjelder kompromiss og balanse.
Kjøling av bladene tillater høyere temperaturer, noe som forbedrer den totale effektiviteten til turbinens syklus, men dette tilsvarer et underskudd i motoren fordi det var nødvendig å bruke mer energi på å komprimere den når den ikke griper inn. Ikke i trykk.
For tiden med temperaturene oppnådd ved forbrenningskammerets utløp og med tanke på kjølestrømningshastighetene, er den totale balansen positiv.
To hovedprosesser brukes til å kjøle ned turbinbladene:
Den ytre veggen på bladet avkjøles ved å utveksle kalorier mellom de varme ytre gassene og de friske gassene som sirkulerer inne i bladet og slippes ut ved bakkanten. De hule vingene er utstyrt med ledninger av typen:
Kjøling ved innvendig konveksjon kan suppleres med kjøling av veggene med beskyttende film. Strømmen av frisk luft som sirkulerer i bladet, hentes fra luftstrømmen som projiseres til utsiden på de fremre og bakre kantene for å skape en beskyttende væskevegg som isolerer utsiden av bladet. Gryning av varme gasser.
Den beskyttende luftfilmen opprettes ved hjelp av små hull boret i forkanten eller i bakkanten ved hjelp av laser eller elektro-erosjon.
TeknologiMetallurgi av kniver har utviklet seg fra fremstilling av kniver ved å støpe gjennom rettet størkningslegering for å føre til monokrystallinske kniver som temperaturøkningene er svært viktige for. Metallurgien til turbinskiver har også utviklet seg i retning av bedre mekanisk og termisk motstand med økningen i rotasjonshastigheter og utløpstemperaturer i forbrenningskammeret.
Produksjon av kniverEn annen måte å forbedre temperaturmotstanden til turbinbladene er å utvikle nye materialer som er motstandsdyktige mot veldig høye temperaturer, og å utvikle metallurgien til legeringene som brukes i fremstillingen.
LegeringerEn legering består av ett eller flere uedle metaller kalt matrise som det tilsettes kjemiske elementer som gjør det mulig å forbedre visse egenskaper til denne, for eksempel:
I mikroskopisk skala ser en legering ut som et agglomerat av korn (krystaller). Hvis størkning utføres uten spesiell forholdsregel, forstyrres orienteringen av kornene, og egenskapene til materialet er betydelig de samme i alle retninger: man snakker da om en EQUIAXE-struktur.
For å favorisere en arbeidsakse som tillater bedre mekanisk styrke, er det prosesser som gjør det mulig å rette krystallene i en privilegert retning: dette blir da referert til som en rettet størkningslegering.
Andre prosesser gjør det mulig å oppnå legeringer med et enkelt korn, noe som gir dem enda bedre egenskaper. Problemet ligger hovedsakelig i å oppnå monokrystallinske deler med store dimensjoner.
Visse såkalte "eutektiske" legeringer stivner ved konstant temperatur som rene stoffer og gjør det mulig å oppnå fine og homogene kornstrukturer.
En annen prosess kalt "Pulvermetallurgi" gjør det mulig, ved å blande komponentene i pulverform og deretter komprimere dem under høyt trykk, for å skaffe deler direkte til deres ferdige dimensjoner, for eksempel turbindisker.
TypologiI dobbeltkropps turbojets består turbinen av ett eller flere trinn (stator-rotor) ved høyt trykk (HP) og et sekund ved lavt trykk . HP-turbinen, hvis finner utsettes for strømmen av de heteste forbrenningsgassene, er den mest kompliserte delen når det gjelder materialmotstand og aerodynamikk. Det er to typer turbiner, den ene handlingen og den andre reaksjonen.
I en handlingsturbin (den foretrukne løsningen for turbopropmotorer og turbinmotorer ) utføres ekspansjonsarbeidet (nesten fullført) bare i statoren. Den således genererte kinetiske energien vil bli gjenvunnet i form av mekanisk energi for å drive kompressoren, reduksjonsgiret, propellen eller den roterende vingen, alt etter omstendighetene, samt tilbehør som er nødvendig for motoren.
I en reaksjonsturbin foregår utvidelse både i statoren og i rotoren. I tillegg, i denne typen turbiner, blir bare en "liten" del av energien til gassene avslappet for å gjenvinne den i form av mekanisk energi, gitt at turbin-kompressorenheten (legg til at viften) er mindre "tung" å kjøre enn en montering med propell. Den gjenværende energien vil bli gjenvunnet ved dysen, i form av kinetisk energi, for å skape trykk.
Det er i utkastningskanalen ekspansjonen som er nyttig for fremdrift, skjer ved å konvertere den gjenværende energien (trykk og temperatur) til gassene til hastighet etter at de har passert gjennom turbinen. Drivkraften til turbojet vil være desto sterkere jo større utkastingshastigheten.
Utkastkanalen består for motorer uten forbrenning av et eksoshus og en dyse. For motorer med forbrenning inkluderer utkastningskanalen et varmesystem som er plassert mellom eksoshuset og utkastingsdysen.
EksoshusEksoshuset som er plassert bak turbinen sørger for strømningens indre og ytre kontinuitet, noe som gjør det mulig å skille varmstrømmen fra kaldstrømmen på dobbeltstrømsmotorer.
Utløpsdyse Rollen til en utkastingsdyseInne i turbojet er strømmen subsonisk, og hvis turbinens utløp forlenges med en dyse, gjør dette det mulig å akselerere gassmassen til utløpsdelen kalt Col , som konvergerer for den enkleste delen som bestemmer maksimal gassstrøm som kan kastes ut. Det munnstykke sikrer derfor den utstøting av forbrente gasser og deres retur til omgivelsestrykk, slik at akselerering av strømningen, noe som resulterer derfra genererer stakk av turbojet.
OperasjonUtstøtingsdelen av dysen bestemmes i praksis slik at hastigheten på strømningen der ved maksimal motorhastighet når lydhastigheten, dvs. Mach 1 , og at det statiske trykket i nakken er lik Atmosfærisk trykk .
Hvis strømningshastigheten er mindre enn lydens hastighet, er ikke den utkastede massestrømningshastigheten ikke maksimal, gassene utvides til atmosfæretrykk ved halsen og dysen sies å være egnet: dette tilfellet tilsvarer alle lavere regimer ved. topphastighet.
Den optimale funksjonen til dysen som oppnås for en passende dyse (trykk i strupen = Atmosfærisk trykk), prinsippet om en dyse med variabelt snitt er utviklet slik at utløpsseksjonen kan tilpasses de forskjellige motorhastighetene.
For motorer uten oppvarming , gjør det konvergent-divergerende munnstykket det mulig, strømmen i halsen er sonisk, for å akselerere strømmen i den divergerende delen for å oppnå ekstra skyvekraft, og hastigheten på gassutkastingen kan da være overlydig.
Motorens driftshastighet er variabel avhengig av flykonvolutten, den divergerende delen må være variabel, ellers i tilfelle en subsonisk strøm i nakken, vil den divergerende redusere strømmen og effektiviteten til dysen vil synke.
Når det statiske trykket på gassene er for høyt (større enn det dobbelte av atmosfæretrykket), fører den enkle avkortede kjeglen til sprengningen av strålen; en serie sjokkbølger blir deretter observert til det statiske trykket til strålen er lik atmosfæretrykket. Disse støtene som resulterer i tap av ubrukelig energi i fremdriften fører til at den totale effektiviteten til dysen faller.
KjennetegnDysen er plassert nedstrøms for turbinen og er sammensatt for det enkleste av en avkortet kjegle hvis oppstrøms seksjon er større enn nedstrøms seksjonen. For å unngå sprengning av strålen og dannelse av sjokkbølger, brukes konvergerende divergerende dyser. For motorer med oppvarming kan dyser med avvikende utløp og variabel seksjon brukes.
Noen dyser kan også motta tilbehør som:
I en turbojet leverer kompressoren, forbrenningskammeret og turbinenheten varme komprimerte gasser som frigjør energien for å drive flyet. Denne energien bør frigjøres så effektivt som mulig mens du bruker så lite drivstoff som mulig. Det er da nødvendig for å optimalisere driv effektivitet .
Generelt reduseres fremdriftseffektiviteten når utkastingshastigheten øker, noe som fører oss til konklusjonen at for subsoniske hastigheter er det nødvendig å redusere utkastingshastigheten og øke massen av utkastet væske for å oppnå den nødvendige skyvekraften. Dette var tilfelle, det var nødvendig å finne løsninger som ikke brukte mye drivstoff, og i dag brukes ofte dobbelstrømsteknikk med høy fortynningshastighet i kommersiell luftfart.
Det generelle prinsippet er som følger:
Med andre ord deler væsken som brukes til fremdrift seg i to strømmer:
Motorens fremdriftseffektivitet økes i betydelige proporsjoner for fortynningsverdier nær 5, og utkastingshastighetene er slik at kaldstrømmen produserer 80% av den totale skyvekraften.
Blant turbomaskiner som brukes i luftfart, kan flere typer skilles ut i kategorien turbojet:
I hver av disse typene maskiner er konstruksjoner som:
Av disse to egenskapene er det utviklet varianter, som hver svarer på problemer med trykkegenskaper, effektivitet, pris osv. i henhold til flyprodusentens behov.
En kronologi avhengig av teknisk og teknologisk utvikling betydde at de første turbojetene var enflytende og en kropp. De var utstyrt med en gassgenerator bestående av en enkelt koblet kompressor-turbinanordning, hvor kompressoren kunne være av sentrifugal- eller aksialtype.
For tiden for å øke ytelsen når det gjelder trykk og drivstofforbruk, har kompressoren blitt delt i flere deler som roterer med forskjellige hastigheter. For å gjøre det mulig å kjøre disse kompressorene, har turbiner som er forskjellige, blitt koblet til dem.
Hvert koblet kompressor-turbinpar kalles kropp eller kobling, og i dag kan en enkeltflyt eller dobbeltflyt turbojet være av typen Single-Body, Double-Body eller Triple-Body, avhengig av produsenter og bruksområder.
I denne typen maskiner omfatter gassgeneratoren en enkelt roterende enhet kalt et legeme og som består av en kompressor og en turbin koblet på samme aksel og roterer derfor med samme hastighet.
Dobbeltkarosseriløsningen kan brukes på turbomotor med dobbel strømning så vel som på turbomotor med en strømning. Det er en kompleks teknologi som sparer vekt og lengde og tillater også starter som krever lavere effekt.
I denne typen maskiner har gassgeneratoren to mekanisk uavhengige roterende enheter:
Turbinen koblet til LP- kompressoren kalles LP- turbin og den som er koblet til HP- kompressoren kalles HP- turbin
Hvert av kompressor-turbineparet roterer i sin egen hastighet, og vi snakker da om dobbeltkropp eller dobbeltkobling . Rotasjonshastigheten til de to kroppene er forskjellige, disse motorene krever to lengre og tyngre konsentriske aksler . Til gjengjeld er avkastningen tydelig forbedret.
De to sjaktene dreier vanligvis i samme retning for ikke å påføre for store rotasjonshastigheter på lagrene (eller lagrene) som forbinder dem. I visse tilfeller roterer de imidlertid i forskjellige retninger, noe som har fordelen av ikke å akkumulere gyroskopiske dreiemomenter , og at de tillater bedre aerodynamisk effektivitet . På den annen side er den dynamiske eksitasjonen som skyldes to kontraroterende legemer en funksjon av summen av rotasjonsregimene til de to kroppene - i stedet for å være en funksjon av forskjellen mellom regimene, i det samroterende tilfellet - derfor veldig høy, noe som gir problemer med motstand mot vibrasjoner .
Alle nye generasjons motorer er dobbeltløp, eller til og med tredobbeltløp for de med veldig høy fortynningshastighet . Sistnevnte konfigurasjon er spesifikk for Rolls-Royce " Trent " -familien av motorer for sivil luftfart. Det er preget av tilstedeværelsen av en ekstra kompressor-turbinanordning kalt PI (for mellomtrykk).
I denne typen maskiner passerer all luftstrøm gjennom gassgeneratoren.
Drivkraften som produseres avhenger av massen av luft som kommer inn i gassgeneratoren og akselerasjonen den får. Driftspunktet for denne typen turbojet kjennetegnes i det vesentlige av rotasjonshastigheten til kompressor-turbinenheten og turbininnløpstemperaturen.
BruksområdeEnflytende turbojet er støyende, forurensende og har høyt spesifikt forbruk. De oppnår bare den beste ytelsen utover Mach 1 .
På grunn av effektiviteten og forbruket, brukes Simple Flux turbojetmotoren hovedsakelig til høye flyhastigheter og i militærfeltet. Disse motorene kan utstyres med etterbrenner for en stor trykkøkning over korte perioder.
I denne typen turbojet tillates det mer luft enn det som er nødvendig for gassgeneratoren for å redusere drivstofforbruket og øke fremdriftseffektiviteten. Den ekstra strømmen (eller strømmen) strømmer som en bypass rundt gassgeneratoren.
Selv om billigere ved subsoniske hastigheter og mindre støyende jetmotorer til dual stream (eller turbofans engelsk) dukket opp på 1960-tallet . I disse motorene kan en stor blåser absorbere en stor massestrømningshastighet som bare delvis passerer gjennom LP- kompressoren . Luften som er forhåndskomprimert av blåseren som ikke passerer inn i LP- kompressoren , kalt kaldstrøm , omgår den varme delen opp til dysen der den blir kastet ut, blandet eller ikke med de varme gassene (varm strømning). Dette gjør det mulig for moderat hastighet, under omtrent Mach 1,5, å øke skyvekraften ved å øke gassstrømningshastigheten, og å redusere støynivået betydelig. I sjeldne tilfeller, som for eksempel på General Electric CF700 eller General Electric CJ805-23 , er ikke viften plassert foran på motoren, men bak. Denne funksjonen er referert til som en “ aktervifte ” i engelsktalende land.
Andelen luft som utgjør kaldstrømmen som varierer i henhold til motorene, uttrykkes ved forholdet mellom sekundær massestrøm (eller kaldstrøm) og primær massestrøm (eller varmstrøm). Dette forholdet kalles fortynningshastighet . Militære motorer optimalisert for supersonisk flyging har fortynningshastigheter på mindre enn 1, mens sivile eller militære motorer optimalisert for cruise rundt Mach 0,8, har fortynningshastigheter mellom 5 og 10. Dobbelstrømsmotorer og høy fortynningshastighet får mesteparten av skyvet fra kulden flyt (80%), den varme strømmen representerer 20% av skyvet.
Fordeler og bruksområdeUtviklingen av turbopropmotorer og bypassreaktorer utstyrt med en veldig stor vifte har i stor grad utviklet seg for subsoniske hastighetsområder. Med høyere luftstrøm og lavere gastemperatur for samme trykk, er effektiviteten høyere og forbruket lavere. Ettersom drivstoffbelastningen reduseres, gir dette en høyere nyttelast.
Framdriftseffektiviteten, som er forholdet mellom kraften som kreves for flyging og den produserte termiske kraften, viser for et gitt trykk at denne effektiviteten vil være desto høyere ettersom luftstrømmen også vil være høyere: løsningen som vil bestå i å øke luftstrøm uten å øke drivstoffstrømmen vil derfor være akseptabelt, men dette er ikke tilfelle siden dette har en konsekvens av å redusere termisk effektivitet. Så for å øke luftstrømmen uten å redusere termisk effektivitet, er det nødvendig med en løsning: del den totale luftstrømmen i to strømmer:
Dobbelstrømmen oppnår et kompromiss mellom enstrøms turbojet, hvis effektivitet bare er interessant i høy hastighet, og den hastighetsbegrensede turbopropen. I tillegg forbedres det spesifikke forbruket og driften er roligere. Etterforbrenningen kan likevel integreres i enheten, med høyere effektivitet enn i tilfelle med enstrøms turbojet. Mange moderne jagerfly har også turbofans utstyrt med etterbrenner ( Rafale , Soukhoï Su-27 , F-22 Raptor , etc.).
I en dobbelstrøms turbojet blir luften som brukes til å presse labyrintforseglingene tatt nedstrøms fra lavtrykkskompressoren. Kjøleluften til de varme delene, som distributørene og HP turbinbladene, hentes fra utgangen fra HP- kompressoren .
Den indre luftkretsen gjør det også mulig å utøve mottrykk på kompressoren og turbinskivene for å redusere aksialkreftene på lagrene.
For å opprettholde tilstrekkelig effektivitet er luftlekkasjer begrenset ved å plassere labyrintpakninger gjennom motoren. Aktiv kontroll av de radiale avstandene mellom rotorene og turbinhusene (høyt og lavt trykk) sikres ved å sende luft som trekkes ut fra høytrykkskompressorens utløp, hvis strømningshastighet styres av en ventil som styres av motorregulering. . Denne "friske" luften brukes til å avkjøle veivhuset via støtende luftstråler. Styringen av denne luftstrømmen gjør det mulig å kontrollere utvidelsen av foringsrøret, og dermed de radiale avstandene mellom statoren og rotoren (nærmere bestemt mellom finner og slitasje). Målet med manøveren er å være i stand til å begrense "bypass" -strømmer (tap) i alle faser av flyet. Dette systemet kalles ACC, for Active Clearance Control, og innledes med LPT eller HPT (Low Pressure Turbine Active Clearance Control og High Pressure Turbine Active Clearance Control). Skillet er viktig fordi strømningshåndteringen ikke er den samme for de to turbinene.
I en dobbelstrøms turbojetmotor utfører den eksterne luftkretsen forskjellige funksjoner på selve motoren og på flyet.
Luften hentes vanligvis fra HP- kompressoren og kan brukes:
Enkelte tilbehør, som gjennomgår betydelig oppvarming, avkjøles av luftsirkulasjon, og motorens nacelle blir ventilert fra sekundærstrømmen eller fra uteluften.
Smøring består i å sikre etablering og fornyelse av oljefilmen på delene som krever smøring, for eksempel lagrene, samt evakuering av varme. Oljene som brukes, avhenger av belastnings- og temperaturforholdene og er for tiden hovedsakelig av syntetisk opprinnelse på grunn av deres større temperaturområde og lengre levetid enn oljer av mineralsk opprinnelse.
Oljekretsen utfører funksjonene til:
Startfunksjonen må sikre:
Denne funksjonen består i å rotere gassgeneratorens roterende enhet slik at kompressoren kan forsyne forbrenningskammeret med luft. Dreiemomentet (C) som kreves for stasjonen, avhenger av rotasjonshastigheten og temperaturen. I begynnelsen vokser den sterkt og avtar når tenningen oppstår og maskinen akselererer. Fra en viss hastighet blir dette dreiemomentet null, og motoren sies å være autonom.
DrivstofftilførselDenne funksjonen styrer strømforsyningen til hoved- og startinjektorene. Startinjektorene lar flammen spre seg og antenne drivstoffet som sprøytes av hovedinjektorene. Drivstoffet tilføres under trykk ved hjelp av en pumpe og strømningshastigheten som kreves for start bestemmes av en bestemt måleinstrument.
TenningDenne funksjonen gjør det mulig å tenne drivstoffblandingen ved hjelp av gnister produsert av høyspent tennplugger.
Start syklusDenne syklusen er preget av utviklingen av parametrene:
Oppstartssekvensen utføres av en spesifikk dedikert funksjon av turbojetmotoren.
Tenn på nytt I fluktTennprosedyren under flyturen er forskjellig fra tenningen på bakken ved at lanseringen allerede er utført.
Denne tennprosedyren er basert på det såkalte fenomenet "vindmølle". Når motoren sies å være "stoppet", produserer den ikke lenger skyvekraft, men flyets relative hastighet tvinger luften til å sirkulere i motoren. Disse luftstrømmene er tilstrekkelig til å skape en rotasjon av motorens roterende elementer.
Som nevnt tidligere er motorens startforhold ganske begrensende (temperatur, rotasjonshastighet, blandingens tetthet osv.), Så i denne tennkonfigurasjonen er det nødvendig å være innenfor et bestemt hastighetsområde (deretter korrelert med motorhastigheten ) og høyde (lufttetthet).
På bakkenÅ tenne på en motor på bakken krever også spesiell oppmerksomhet. Den største risikoen som genereres av en slik operasjon er "Rotor Lock". Dette fenomenet påvirker turbiner, spesielt lavtrykksturbinen. Når turbinen avkjøles, kjøles delene med forskjellige hastigheter (avhengig av masse og termisk treghet). Det tynnere huset avkjøles raskere enn rotoren, og trekker seg dermed raskere, mens rotoren forblir ekspandert. Huset vil da klemme og blokkere rotoren. Hvis motoren startes på nytt på dette tidspunktet, kan noen trinn i turbinen forbli blokkert. Denne mindre feilen kan rettes ved å slå av motoren og starte den på nytt. Den varme luften som har passert gjennom motoren på dette tidspunktet er tilstrekkelig til å utvide veivhuset og frigjøre rotoren.
For å unngå "rotorlås" må en kjøletid respekteres mellom to starter. Denne varigheten er imidlertid kompleks å bestemme fordi den avhenger av mange parametere (omgivelsestemperatur, syklus som er gjennomgått av motoren før utryddelse, slitasje på slitasje, etc.).
VentilasjonNoen ganger er det nødvendig på bakken og i forbindelse med tester eller spesielle prosedyrer å starte kompressor-turbinkoblingen uten tenning og med eller uten drivstoffinjeksjon.
Tørr ventilasjon kan brukes:
Våt ventilasjon kan brukes etter testing for lagring av motoren før montering under vingen.
Kontrollen av en turbojet av piloten skjer på en enkel måte, generelt en enkelt kontroll som kalles gasspaken. Målet er å oppnå, for en gitt posisjon av gasshåndtaket, den skyvekraft ytelsen tilpasset de flygeforhold. Trykket, temperaturen og hastigheten på luften som ble lagt inn i motoren varierte kontinuerlig med høyde og flyhastighet. Det var nødvendig å plassere et reguleringssystem mellom pilotstyringen og motoren.
De karakteristiske stillingene til gasspaken for en sivil turbojet er:
Det er kjent at skyvekraften er en funksjon av luftstrømmen som kommer inn i turbojetmotoren og av dens utstøtningshastighet. Vi kan si, som en første tilnærming, at luftstrømmen er proporsjonal med rotasjonshastigheten, og at utkastingshastigheten er proporsjonal med temperaturen foran turbinen.
Følgelig utgjør kontroll av skyvekraft kontroll:
Formålet med kontrollfunksjonen er også:
Denne funksjonen utføres fra målinger utført på parametere som:
peiling vibrasjonsmåling er viktig når det gjelder overvåking for flysikkerhet
Regulering RollHovedmålet med reguleringsfunksjonen er å automatisk holde turbojetmotoren innenfor bestemte grenser for rotasjonshastighet og turbintemperatur.
Denne forskriften virker på den eneste fysiske parameteren som er generelt tilgjengelig: drivstoffstrømmen injisert i forbrenningskammeret.
grunnlovReguleringssystemet består av forskjellig utstyr som må utføre følgende funksjoner:
Dette utstyret består av drivstoffkretsen, kontrollene til bevegelige deler (munnstykke, utløpsventiler, variable statorer osv.), Den elektriske kretsen, de forskjellige sensorene og reguleringsdatamaskinen.
OperasjonReguleringen i stabilisert drift av en turbojet opprettholder en rotasjonshastighet og en optimal temperatur foran turbinen, slik at skyvet som tilsvarer den valgte spakposisjonen blir gitt uavhengig av ytre forstyrrelser. Den opprettholder automatisk det tilsvarende driftspunktet ved å optimalisere dreiemomentet (drivstoffstrøm; dyseseksjonen), samtidig som det sikres styring av maskinens driftsbegrensninger.
Den direkte reguleringen av temperaturen foran turbinen er veldig delikat, vi velger å regulere motorparametrene som er representative for denne temperaturen:
For å handle på disse parametrene og kontrollere dem, har vi midler kalt [regulerende parametere] i variabelt antall, avhengig av typen turbojet:
Uforanderlige driftslover som er spesifikke for hver type turbojet, knytter disse forskjellige parametrene og gjør at reguleringen kan holde motorens driftspunkt stabilt som tilsvarer skyvet valgt av piloten.
Motordriftens lover er forholdene som gjør det mulig å kjenne variasjonene til de justerte eller regulerte parametrene (de som skal kontrolleres) når justeringsparametrene varierer. Disse motorlovene er iboende egenskaper ved motoren og varierer med flyforholdene og verdien av reguleringsparametrene. De skal ikke forveksles med lovgivningen.
For eksempel for en fast dysereaktor, uten variable statorer eller uten avlastningsventiler, og for en gitt flytilstand:
Ved dette enkle eksemplet ser vi at reguleringen av en turbojet vil være integrasjonen av dens iboende egenskaper i et mer globalt system med tanke på eksterne elementer.
For å fikse motorens betjeningspunkt, må vi handle på reguleringsparametrene gjennom en reguleringsfunksjon som kan være:
Det er to hovedmodi som kan assosieres, og som er modusene:
Denne typen regulering er stabil, men ikke veldig presis, fordi de faktiske forstyrrelsene ofte er forskjellige, eller til og med veldig forskjellige, fra de nåværende programmerte forholdene. Parametersettet vil ikke alltid ha ønsket verdi, og dette tilbakestiller denne typen regulering definitivt for å garantere stabiliteten til driftspunktet i henhold til eksterne forhold.
For eksempel, hvis en spakposisjon i en gitt høyde fikser en drivstoffstrømningsverdi som selv vil sette en hastighetsverdi og høyden endres uten at reguleringen blir informert, vil det være en forskjell mellom den virkelige hastigheten og det regimet den burde ha.
På den annen side er det foretrukket å bruke et program som vil integrere alle stopp under hensyntagen til forskjellene mellom motorer og aldring av deler med en begrenset levetid, i forbigående forhold, hvor begrensningene risikerer å bli nådd.
For eksempel for en innebygd fighter er tiden for å etablere maksimal skyvekraft ofte like viktig som selve skyvekraftnivået, for i tilfelle en mislykket landing må omkjøringen gjøres i full sikkerhet uten motoren. tap av kraft på grunn av pumping eller rik utryddelse.
Looped reguleringPrinsippet med sløyfet regulering er å oppdage forskjellen mellom utgangsverdien og inngangssettpunktet og deretter bruke denne forskjellen til å kontrollere en eller flere kontrollparametere. Denne typen reguleringer gjør det mulig å overvinne eksterne variasjoner, men har ulempen med å være ustabil. Denne ustabiliteten er knyttet til responstidene til overføringene og til loopforsterkningen, det vil si til forholdet mellom utgangsvariasjonen og inngangsvariasjonen.
Sløyfens ytelse vil være den for regulering + motorenheten, sistnevnte har sine egne gevinster og responstid. Karakteristikken til turbojet varierer i meget store proporsjoner som en funksjon av flyforholdene (Mach, Altitude), og det vil derfor være nødvendig for å opprettholde en god respons fra forsamlingen uansett de ytre forhold, at egenskapene til guvernøren også variere. Dette er det som kompliserer regelverket for turbojet sammenlignet med regelverket for industrielle prosesser.
ReguleringsregimerBruk av turbojet består i å holde den i stabilisert drift for hver flytilstand og få den til å operere i forbigående tilstand mellom to stabile stater. Dette viser behovet for å gi to hovedmåter for regulering:
Andre funksjoner administreres også av reguleringssystemet:
Det stabiliserte driftspunktet til en motor er på en bestemt linje i kompressorfeltet, men når piloten ber om en annen kompressorhastighet ved bruk av gassen, må reguleringen:
Under hastighetsvariasjoner forlater kompressorens betjeningspunkt den stabiliserte linjen til kompressorfeltet. Fysisk gir en økning i drivstoff i forbrenningskammeret en overutvidelse av luften som resulterer i en plutselig økning i kompressorforholdet til kompressoren: arbeidet produsert av turbinen øker raskere enn arbeidet absorbert av kompressoren, motoren akselererer . Det motsatte skjer når det er mindre drivstoff, motoren bremser.
Reguleringen av motoren tilfører derfor det nødvendige drivstoffet som en funksjon av rotasjonshastigheten, trykket og temperaturen på visse punkter i turbojet.
Begrensninger og forbudFor å gå fra ett driftspunkt til et annet, avviker man fra den opprinnelige stabiliserte kurven, og man kommer opp mot begrensninger:
For å beskytte mot disse farlige fenomenene har reguleringen en drivstoffstrømningsbegrensning:
Alle regulatorene består av et system dedikert til beregning av lover og et annet for deres utførelse (drivstoffstrøm og variabel geometri). Hvis utførelsesdelen har endret seg lite siden "de første turbojetene" ("Regulator-Metering Valve" -systemet eksisterte på ATAR101 SNECMA i 1949), har det blitt utført en betydelig utvikling på beregningsdelen.
Fram til 1970 ble beregningen av lovene utført av hydromekaniske systemer som satte i bruk spaker, kammer, aneroidkapsler, servomotorer, trykkreduksjons etc.
Fra 1970-tallet dukket elektronikken opp gradvis, det var en tid med blandede databehandlingssystemer med "lav autoritet" der lovene om regulering delvis ble utført av analoge elektroniske funksjoner med:
Mot midten av 1980-tallet, etter at digital teknologi hadde utviklet seg, dukket de første systemene opp der elektronikk assosiert med databehandling tok full kontroll over beregningsfunksjonen, som da ikke bare handlet om lovgivning om regulering, men også motorvernlov, integrert vedlikehold og driftssikkerhet av hele motoren.
Regelverket som i utgangspunktet var hydromekanisk har utviklet seg mot å blande seg med en stadig viktigere del av elektronikken for å være såkalte "Full Authority" og "redundante" systemer som betyr fullstendig autonomi for driften av systemet. Motor- og feildeteksjon med omkonfigurering uten pilotintervensjon.
Teknologisk evolusjonReguleringen av den helt hydromekaniske ATAR9C SNECMA- motoren med flytende olje går foran den til ATAR9K50 SNECMA- motoren, som er utstyrt med et variabelt lekkasjesystem styrt av en elektrisk motor som styrer den hydromekaniske reguleringen av dysen. På Rolls-Royce / Snecma Olympus-593 Concorde- motorer ble det første analoge reguleringssystemet installert.
SNECMA M53-5- motoren ble utstyrt med "Full Authority Analogue" -regulering, og deretter var SNECMA M53-P2- motoren utstyrt med "Full Authority Digital" -regulering.
Siden midten av 1980-tallet har Digital Full Authority Redundant-regulering begynt å utstyre Pratt & Whitney PW2000 og CFMI / CFM56-A . Dette systemet har blitt utbredt på kommersielle fly i alle størrelser. Dette er også tilfelle for alle nyere militære fly.
Regulering av dietten MålHensikten med å regulere denne motorparameteren er å unngå overhastighets- og underhastighetsregimer, samtidig som man tillater presis kontroll av ønsket trykknivå.
HistoriskDe første forskriftene fungerte etter samme prinsipp som kuleregulatorene til de første dampmotorene. Deformasjonen av parallellogrammet, en funksjon av hastigheten, ble brukt til å påvirke drivstoffstrømmen. En handling på gassreguleringen som gjør det mulig å gi et nytt settpunkt for hastighet ved å endre parallellogrammets likevektspunkt.
Ulempene med denne typen reguleringer var todelt:
Opprinnelig ble disse ulempene eliminert ved å korrigere forsterkningen til returkjeden ved å integrere barometriske kapsler og mekaniske dempere der for å opprettholde en sterk gevinst i tilbakemelding. Denne typen regulering ble montert på Turbomecas Marboré- motorer montert på Fouga-fly. Til tross for disse løsningene var raske variasjoner i spakposisjon forbudt over 4600 m , for å unngå ulempene beskrevet ovenfor.
På den annen side tillater dette systemet regulering uten gasspak. Denne prosessen brukes på TURMO IIIC4 fra Turbomeca som utstyrer SA330 Puma. Rotorens (NR) hastighet som ønskes konstant, og turbinens rotasjonshastighet (mekanisk koblet til rotoren) gjør det mulig å oppdage en variasjon av NR etter en variasjon av den kollektive pitchkommandoen. Turbinens rotasjonshastighet (NTL) påføres et matermålesystem som modifiserer Qc (drivstoffstrøm) for å holde NTL konstant og derfor NR konstant. Dette systemet induserer en posteriori regulering . Hvis piloten endrer balansen Motorkraft levert / Effekt absorbert av rotoren, endres rotorhastigheten, reguleringen oppdager denne variasjonen og korrigerer drivstoffstrømmen for å finne ønsket NR. Denne reguleringen er ganske myk og alltid som standard: når NR faller, økes Qc, men ikke nok til å gjenopprette den opprinnelige NR. Omvendt, hvis Nr øker, reduseres Qc, men det nye regulerte Nr vil være høyere enn det gamle. Dette systemet har bevist seg og er fortsatt i bruk fordi det har stor enkelhet og derfor stor pålitelighet, uavhengig av enhver elektrisk kilde.
For det andre var den kontrollerte parameteren ikke lenger drivstoffstrømmen, men rikdommen til luft-drivstoffblandingen for å eliminere påvirkning av trykk og dermed høyde. Denne forskriften krevde en mer kompleks mekanisme som gjorde det mulig å integrere høye og lave stopp i variasjonen av rikdommen for å fjerne begrensningene på spakens hastighet. ATAR SNECMA- motorer var de første som ble utstyrt med dette mer effektive systemet.
Den omtrentlige kunnskapen om rikdomsparameteren fra drivstoffstrømmen og trykket forbedres ved innføring av temperaturparameteren, og deretter brukes flyforholdene (høyde, støtetrykk) til å bestemme de øvre og nedre stoppene av rikdommen. All denne informasjonen vises på ATAR 9K50 SNECMA-motorer i elektrisk form.
På motorene med to karosserier er bare ett karosseri regulert i hastighet, det andre følger: for eksempel på F404 i "SEC" er det HP-karosseriet som styres mens det i "PC" er det LP-karosseriet.
DysereguleringÅ komme opp.
Etterbrenneren, noen ganger referert til som oppvarming, er et system som brukes på turbojets som utstyrer militære fly og visse overlydige sivile fly for å øke hastigheten på gassutkast, noe som fører til en økning i skyvekraft, noe som gjør det mulig å utvide flykonvolutten.
Prinsippet er å injisere parafin - etter turbinen , derav begrepet "post" - i gassstrømmen før den forlater reaktordysen. Forbrenningen av denne drivstofftilførselen utføres ved bruk av det resterende oksygenet som fortsatt er tilstede etter den primære forbrenningen.
Rollen etter forbrenningDet som begrenser temperaturen i hovedforbrenningskammeret i en turbojet, er materialene som utgjør turbintrinnet. Drivkraften som tilføres av turbojet er proporsjonal med utkastningshastigheten ved dyseutløpet, som i seg selv er begrenset av temperaturen ved utløpet av turbinen. For å øke utkastingshastigheten mellom turbinutløpet og utstøtningsdysen, injiseres drivstoff i gassstrømmen som fremdeles inneholder oksygen på grunn av fortynning for avkjøling i tilfelle enkeltstrømsmotorer. sekundærstrømmen deltok ikke i den primære forbrenningen.
Denne ekstra strømforsyningen gjør det mulig å øke flykonvolutten og tillate avlyttingsoppdrag. Visse muligheter som kort startbane eller luftkampklaring er mulig takket være dette utstyret. Dette varmesystemet har så langt bare utstyrt to sivile fly, den fransk-britiske Concorde og den russiske Tupolev Tu-144 . Selv om det blir gjort nødvendig av turbinens metallurgiske grense, gjenstår det at det bare brukes midlertidig, fordi det er en stor forbruker av drivstoff, og det forblir i hovedsak privilegiet til raske kampfly.
GenerellFor å skille ut en gass gjennom en dyse, er det tilstrekkelig for at oppstrømsgenereringstrykket er større enn nedstrøms, ekstern statisk. Utkastingshastigheten er en økende funksjon av genereringstrykket opp til en bestemt verdi av oppstrøms trykk til nedstrøms trykkforhold. Utover det forblir utkastingshastigheten konstant.
Massestrømmen og momentumstrømmen gjennom dysen har ingen grense og øker når det genererer trykket. Utslippshastighetsgrensen avhenger av gastemperaturen: jo varmere gassen, jo høyere blir utkastingshastigheten.
Hvis temperaturen øker, reduseres den utkastede massestrømningshastigheten for et gitt genereringstrykk, men den utkastede momentum øker, og derfor øker skyvekraften.
Som et resultat er det mulig å øke skyvekraften til en gitt turbojet preget av et maksimalt trykk som genererer full gass "SEC" ved å varme opp gassen før den kastes ut.
Denne oppvarmingen kalles etter forbrenning eller varmes opp og motorens driftspunkt er på full gass "PC".
Spesielle egenskaper fordelerDet er et teknisk enkelt middel, fordi uten ytterligere bevegelige mekaniske deler, som gjør det lett og fritt for de termiske belastningene som de andre delene av motoren utsettes for. Det tillater en økning i skyvekraften [+ 50%] av en turbojet uten å endre størrelsen eller funksjonen til kompressoren. Det er et nødvendig middel for å nå de høye Machs når dysen ikke kan tilpasses permanent til egenskapene til flyet.
UlemperFor militæret har "PCen" en betydelig infrarød signatur og øker tydelig det spesifikke forbruket (CS i kg / (daN⋅h)) av motoren. For sivile er støy og SC store ulemper.
Til slutt utelukker den tilsynelatende mekaniske enkelheten ikke behovet for å ha en dyse med en variabel nakkeseksjon for å unngå en økning i kompressorens utløpstrykk oppstrøms for gjenoppvarmingen. Denne trykkøkningen, kalt termisk blokkering, kan føre til at kompressoren stopper.
Økt trykkFor en gassstrøm D som kastes ut med hastighet Vs , fra en passende dyse med nakkeseksjon Sc og utløpsseksjon S, indikerer de aerodynamiske formlene at Mach- tallet ved dyseutløpet er strengt knyttet til forholdet mellom seksjonene nakke og utløp også. som forholdet (Cp / Cv) mellom den spesifikke varmen av luft ved konstant trykk og den spesifikke varmen av luft ved konstant volum.
Drivkraften er proporsjonal med Mach ved dyseutløpet og til vTt (total gasstemperatur). I en turbojet, hvor strømningshastigheten blir satt av kompressoren, hvis dysegeometrien holdes konstant, blir trykkraften avhengig utelukkende av gassens totale temperatur.
Vi får da den forenklede formelen F ˜ vTt
Eksempel: Hvis Tt = 1000 K på tørr PG og hvis Tt = 2000 K på PGpc deretter skyve forholdet mellom PGsec og PGpc er v2 = 1,414
Økning i gasshastighetBevaringen av strømningshastigheten mellom innløpet og utløpet assosiert med ekspansjonen av gassene ved oppvarming fører til en økning i hastigheten ved utløpet proporsjonalt med ekspansjonsforholdet hvis det tas en sylindrisk kanal og en subsonisk strømning.
Det er et system ( transportfly , tankskip , osv ) som utstyrer viss kampfly for eksempel Panavia Tornado eller Saab 37 Viggen men som hovedsakelig er tilpasset til kommersiell sivile fly utstyrt med reaktorer. Dette utstyret, som ikke er obligatorisk for denne typen fly, blir ikke tatt i betraktning i sertifiseringen av et fly.
På store kommersielle eller militære fly er det et system som tar sikte på å avlede skyvekraften fremover for å redusere stoppavstanden under landingsfasene mens du avlaster hovedbremsesystemet.
PrinsippDen skyvekraft reversering er en anordning som består i å innføre en hindring i strømnings for å avbøye en del av det i valseretningen og derved skape en negativt skyvekraft som har en tendens til å bremse innretningen i å rulle fase. Som følger landing av landingsutstyr for å redusere bremselengden under landing . På dobbelstrømsmotorer kan reverseringen gjøres på begge strømninger, og mottrykket oppnådd er forskjellen mellom det negative trykk oppnådd på sekundærstrømmen og skyvet til primærstrømmen.
Vanligvis blir bare sekundærstrømmen avledet av reverseringsinnretningene.
TeknologiFlere typer omformere brukes som:
Inverteren kan bare tas i bruk når flyet er på bakken og overflødige sikkerhetssystemer hindrer at det åpnes eller distribueres under flyging.
Reverseren styres av spesifikke spaker montert på gassreguleringen.
Spesifisiteten til de mest effektive militære flyene, spesielt avlytterne , utvides stråledysen med en styrbar enhet som gjør at strålen kan avbøyes og dermed retning av skyvet for å øke flyets manøvrerbarhet. Vi snakker generelt om todimensjonalt (henholdsvis tredimensjonalt) trykk når skyvet er rettet i ett (henholdsvis to) retningsplan. I tillegg til dette aspektet, gjør det det også mulig å bevege seg i miljøer der aileroner og kontrollflater er unødvendige, det vil si i svært høy høyde der luften blir sjelden .
Denne enheten brukes spesielt med russiske Sukhoï- prototyper ( SU-37 , MiG 1.44 og MiG-29 OVT ) og amerikanske krigere ( F-22 , F / B-22 Concept og JSF ). Den siste utviklingen (2005) er Rockwell-MBB X-31 . Drivkraften kan også avbøyes mot bakken for å tillate vertikale start og landinger, som på Harrier , F-35 og Yak-141 .
Navelbetegnelsen identifiserer alle dekslene som omgir motoren og dens oppheng til flyets vinge eller kropp.
Hovedfunksjonene til en nacelle er:
Turbojets krever generelt hjelp fra en hjelpemotor som skal startes, GAP ( Auxiliary Power Unit ) eller APU ( Auxiliary Power Unit ). Det er en liten turbinmotor, ofte avledet fra en helikopterturbomaskin og plassert i flykroppen , ofte i den bakre delen, som også leverer komprimert luft for å drive de pneumatiske startere på turbojetene enn elektrisk energi før start. GAP kan noen ganger brukes til hydraulisk generering, i nødstilfeller.
GAP startes av flyets elektriske batteri eller av en ekstern kraftenhet. GAP kan også brukes som en nødstrømsgenerator når alle generatorer og generatorer til turbojets eller turbopropmotorer ikke fungerer. Nylige tester har blitt utført med hell med hydrogenbrenselceller som GAP. Disse enhetene er lettere og krever ikke luftinntak, men de er dyrere.
Alle aktivitetene knyttet til utviklingen av en turbojet og sertifiseringen tar sikte på å demonstrere at når den tas i bruk vil den oppfylle kvaliteten og sikkerhetsforholdene som er pålagt av kunden, i dette tilfellet flyprodusenten. Kvalitetsaspektet vil bli adressert av utviklingstestene mens de sikkerhetsrelaterte kriteriene vil bli evaluert under sertifiseringstestene.
Utviklingstestene, som tar sikte på å optimalisere ytelsen og tilegne seg tekniske data, fokuserer hovedsakelig på:
For å sikre utviklingen av en ny motor var det nødvendig på 2000-tallet:
Utvikling og produksjon av turbojet som brukes til å drive fly må oppfylle kravene fra organisasjoner som DGAC (JAR-E) for Frankrike eller FAA (FAR33) for USA. Enkelte produsenter som Safran Aircraft Engines for France og GE for USA samarbeider om vanlige motorer, noe som forplikter dem til å oppfylle den mest restriktive standarden i tilfelle uenighet.
Sertifisering foregår i to hovedfaser:
Motorprodusenten signerer en kontrakt med flyprodusenten i form av spesifikasjoner som definerer og garanterer alle tekniske data for motoren som skal installeres på flyet. Denne kontrakten har to grunnleggende klausuler:
Motorens kapasitet til å oppfylle spesifikke trykk- og forbrukskrav demonstreres gjennom flysertifiseringsprogrammet, hvis hovedfaser for motoren er som følger:
De forskjellige motorinnstillingene er etablert for driftshastighetene (tomgang og fly tomgang, start, klatring, cruise), og flyprodusentens trykkforespørsel utføres i hele flykonvolutten og for hver versjon av flyet.
Denne prosessen gjøres i tre trinn:
Evalueringen av drivkraften som motoren må levere er resultatet av en prosess som starter hos flyprodusenten med markedsundersøkelser som tar sikte på å definere flyselskapenes behov når det gjelder størrelse, vekt, rekkevidde osv. , og som fører til definisjonen av fremdriftsenhetens skyveklasse.
Motorprodusenten tilbyr flyprodusenten en matematisk modell av motoren som integrerer dens industrielle erfaring, kundens krav og hva konkurrentene tilbyr. Fra denne modellen og etter mange revisjoner er motorprodusenten og flyprodusenten enige om en kontraktsspesifikasjon som integrerer trykkgarantiene og spesifikt forbruk.
Motorkapasitetsdemonstrasjon ATC nacelle bakketesterHver demonstrasjonsmotor ( samsvarsmotor ) er testet utstyrt med samme ATC- nacelle i en åpen testbenk (i det fri) etter samme prosedyre som den som skal utføres for fremtidige produksjonsmotorer:
disse testene vil tjene som grunnlag for å etablere akseptgrenser for produksjonsmotorer.
FTC bakketesterDemonstrasjonsmotorer testes med FTC nacelle ved å følge samme prosedyre som med ATC nacelle. Testresultatene vil bli brukt til:
Drivkraften i flyet er beregnet fordi vi ikke vet hvordan vi skal måle den, og dette krever motorer med høyt instrumentering. Prinsippet er å beregne variasjonen i momentum gjennom motoren ved å stole på Euler-ligningen.
Etter å ha bestemt dysekoeffisientene ved hjelp av modelltester og bestemt trykkorrelasjonene oppstrøms og nedstrøms for motoren fra bakketestene med FTC- nacellen, fortsetter flytestene i stabilisert nivå (Drag = Thrust) for forskjellige hastigheter.
Fra beregningen av skyvekraften i flukt:
Flytester tillater:
Dette trinnet gjør det mulig å etablere pilotregimene i forhold til trykkgarantien som ble solgt til flyprodusenten. For dette blir demonstrasjonsmotorene betraktet som motorer i mellomstore serier (når det gjelder ytelse), og fremdrift / hastighetskarakteristika som følge av flytestene gjør det mulig å oppnå dette.
Disse gjennomsnittlige egenskapene inkluderer:
Den SFC utgjør forbruket per enhet av skyvekraft og blir brukt for å bedømme motorens effektivitet. Dette er et veldig viktig designkriterium, og en motor er designet med det formål å optimalisere denne parameteren for de vanligste flyforholdene, generelt cruising, det vil si for en høyde på 12.200 m og Mach 0,8.
Formelen for spesifikt forbruk er:
Forholdet mellom SFC og spesifikt områdeS / R- kriteriet gjør det mulig å korrelere motorens drivstofforbruk med flyets lufthastighet for å muliggjøre en samsvar mellom motorens skyvekraft og flyets hastighet.
Formelen for S / R er:
Fra definisjonen av SFC kan vi utlede det
Finheten i flyet er
Å vite at i tilfelle en stabilisert flytur:
vi utleder at flyets finhet er da:
kan vi utlede
og
enten ved konstant vekt og flyhastighet, resulterer en økning i SFC i en reduksjon av samme rekkefølge på S / R
TeknologiFor motorer med høyt fortynningsforhold er egenskapene til den termodynamiske syklusen som påvirker SFC :
Åpenbart påvirker effektiviteten til hver komponent (kompressorer, forbrenningskammer, turbiner, etc.) også SFC .
SFC- garantiDet første estimatet av SFC- nivåene til en ny motor er basert på en teoretisk modell som integrerer motorprodusentens erfaring på modeller som allerede er online. Garantinivået signert med flyprodusenten er kulminasjonen av mange iterasjoner som integrerer tilbudene i konkurransen. Garantinivået som selges av motorprodusenten, brukes deretter av flyprodusenten for å fastslå ytelsen til flyet som tilbys flyselskapene.
Som med drivkraften, blir demonstrasjonen av SFC- garantiene utført under sertifiseringsprogrammet for de drevne flyene med demonstrasjonsmotorene. Resultater av flytester (trykkberegning og måling av drivstoffstrøm) brukes til å beregne SFC og sammenligner den med garantinivåene som ble solgt først.
Motorprodusenten og flyprodusenten er enige om motorens ytelsesnivå som vil avgjøre:
EQUIVALENT SPEC- parameteren brukes til å beregne økonomiske sanksjoner som motorprodusenten vil måtte gi til flyprodusenten i tilfelle manglende garantier på SFC . To muligheter:
Det nye SFC- nivået bestemmes ut fra gjennomsnittet av demonstrasjonsmotorene som underskuddet målt i fly blir trukket fra. Deretter beregnes parameteren EQUIVALENT SPEC, som er transposisjonen til bakken for motorenes situasjon i forhold til den opprinnelige garantien under flyturen.
Produksjonen av seriemotorer er sanksjonert av en akseptantest definert i dokumenter som er avtalt med myndighetene (FAA, DGAC, etc.) og flyprodusenter. Disse dokumentene omhandler sikkerhetsaspekter og driftssikkerhetsaspekter på den ene siden, og på den annen side beskriver akseptantesten i detalj samt akseptgrenser.
Denne testen, som gjør det mulig å validere alle motorversjonene samtidig, som bare leveres til salgsversjonen, består av to hovedfaser:
Motorens ytelse er ikke direkte sammenlignbar fordi den avhenger av:
For å sanksjonere ytelsen til en motor, er det viktig å bringe den tilbake til kjente driftsforhold. Metoden som brukes er å:
Disse korreksjonene brukes på kontraktsparametere som:
Svingninger i motorytelse på testbenken har flere opprinnelser og fordeler seg omtrent som følger over 100% variasjon:
Denne korreksjonen gjør det mulig å bringe verdien av motorens trykk- og drivstoffstrømningsparametere til standard omgivelsestrykkforhold 1.013,25 hPa for å sammenligne dem med de kontraktsgrensene som selges til flyprodusenten.
RomtemperaturkorreksjonDenne korreksjonen påvirker rotasjonshastigheten, EGT- temperaturen og drivstoffstrømningsparametrene etter koeffisienter beregnet fra en teoretisk modell av motoren og dens regulering, hvis omgivelsestemperaturforhold varieres over hele temperaturområdet som sannsynligvis vil oppstå. godkjennelsestest.
Kvaliteten på disse koeffisientene og derfor korreksjonene som gjøres nøye, avhenger av representativiteten til modellen (motor + regulering) som brukes for deres bestemmelse. Modelleringen av avviklingen av FAN i henhold til hastigheten til LP- kroppen og de variable systemene som drives av reguleringen er avgjørende for å oppnå en teoretisk modell (motor + regulering) av høy kvalitet.
FuktighetskorreksjonTilstedeværelsen av vanndamp i luften endrer ytelsen til motoren på grunn av forskjellen i spesifikk varme mellom tørr luft og luft fylt med vanndamp, noe som krever korrigering av ytelsen på testdagen for å bringe dem tilbake til tørr luft.
Korreksjonene som skal brukes til trykk-, hastighets-, drivstoffstrømmen og EGT- parametrene bestemmes ut fra en motormodell hvis vanndampinnhold varierer, fra 0% til metning, ved å holde inntakstemperaturen og motoreffekten konstant. Ved påfølgende skanning av de forskjellige motorhastighetene og innløpstemperaturpunktene som kan oppstå ved reell testing, bestemmes de forskjellige korreksjonsfaktorene som vil bli gjort til motorparametrene som en funksjon av fuktighetsnivået som vil bli målt under testen. ' ekte test.
KondenskorreksjonAvhengig av omgivelsestemperaturen og fuktighetsgraden på dagen for motortesten, kan inntakshylsen være kondensstedet når lokalt partialtrykket til vanndampen blir lavere enn trykket. Mettet damp: fenomenet er eksotermt , vannet gir opp varmen og derfor ser den omgivende luften temperaturen øke. Når du går inn i viften, er det kompresjon, derfor en økning i temperatur og fordampning, som tar energi fra motoren. Dette energiuttaket må kompenseres for med korrigerende tiltak som bare gjelder BP- kroppens diett .
Test benk korreksjonMotortester utført i nærheten av bebodde områder genererer støyforurensning av samme rekkefølge som flyplassinnflygningsområder. Lovgivning som setter en sterk grense for støyforurensning, forplikter produsenter av jetmotorer til å utføre testene sine på en lukket benk. Støyen begrenses da av deres aerodynamiske konfigurasjon som kanaliserer luftinntaket og utkastet strømmer gjennom tunneler utstyrt med akustiske behandlinger av veggene og med vertikale innløps- og utløpskonfigurasjoner. Dessverre er ikke motorkraften lenger den samme som i en testbenk i det fri for en identisk drivstoffstrøm fordi den ekstra luftstrømmen som skal trenes, knyttet til venturi-effekten av gassmanifolden i eksosrøret, krever energi fra motoren og sluttresultatet må korrigeres ved beregning for å oppnå den faktiske motorkraften. Korrigeringene er i størrelsesorden 3% til 10%, avhengig av installasjonene.
Luftstrømningshastighetene ved motorinntaket kan variere fra 80 kg / s for militære motorer til 1600 kg / s for subsoniske motorer med høyt trykk, noe som genererer svært variable induserte strømningshastigheter avhengig av testene.
En korrigerende faktor bestemmes deretter for hver lukket testbenk ved å evaluere ytelsesavvikene gitt med en åpen luftbenk ved bruk av referansemotorer som er brukt i alle sertifiseringstestene. Denne korrigerende faktoren brukes deretter for hver produksjonsmotor som sendes til den lukkede testbenken. Testfasen for å bestemme denne korrigerende faktoren kalles "bench correlation". Denne korrelasjonsfasen er bare obligatorisk hvis den interne aerodynamikken til testbenken skal endres betydelig.
Korrigering av testinstrumenteringTestmåle- og kontrollanlegg induserer avvik i motorresponsen og må korrigeres i de endelige resultatene for å oppnå faktisk motorytelse. De korrigerende faktorene som skal brukes på testresultatene bestemmes ved beregning fra en motormodell hvis drift er simulert med og uten instrumentering.
Nacelle-korrelasjonNacellene som brukes til produksjonstestene må sammenlignes med dem som brukes til bakketestene til demonstrasjonsmotorene som brukes til sertifiseringstestene. Avvikene som er observert som et resultat av tester utført, resulterer i korrigerende faktorer som brukes på testresultatene til hver produksjonsmotor.
Ytelsesdrift av testbenkerFor å bestemme en langsom drift av testinstallasjonene, bestemmes en overvåkningskoeffisient som involverer benkens innløps- og utløpstemperaturer samt drivstoff som forbrukes under testen. Vi bestemmer deretter hvor mye arbeid som tilbys, og hvis det er stabilt, betyr det at testbenken ikke utvikler seg.
ReferansehastighetsberegningerNår alle installasjonskorrigeringene er gjort, må de kontraktuelle motorparametrene justeres for hvert testpunkt i forhold til den kontraktuelle BP-hastigheten som selges til flyprodusenten. Interpolasjonstabellene som ble etablert under testene på demonstrasjonsmotorene under sertifiseringsfasen, blir deretter brukt.
Parametrene det gjelder er trykk, drivstoffstrømning, EGT-temperatur og HP-hastighet for dobbeltlegemer.
Referanse trykk beregningerPrinsippet er det samme som for å gå tilbake til referansehastigheten, men bare drivstoffstrømmen gjelder (nyttig for beregning av SFC)
Gjennomføring av en motortest Kronologi av operasjonerOperasjonene som må utføres for å sette en motor på testbenken er som følger i kronologisk rekkefølge:
Under motortesting skal ansvarlig personell:
I tilfelle en avvik, leveres ikke motoren til kunden og går til en sykehuskjede for å bli vurdert; tilbake til produksjonstesting vil bli gjort etter full behandling av problemet.
Når motoren har blitt solgt og mottatt av føreren, begynner dens levetid og vil bli punktert av lette forebyggende og kurative vedlikeholdsoperasjoner under vingen, samt tunge vedlikeholdsoperasjoner i verkstedet for å tillate en brukstid på flere. tiår.
Her er noen definisjoner på noen begreper relatert til motorens drift
Effektiviteter og kostnader
Effektivitet kombinerer materialets egenkvalitet og eierkostnadene som inkluderer:
Trygghet og sikkerhet
Sikkerhet uttrykker utstyrets evne til å sikre dets nominelle drift. Sikkerhet er utstyrets evne til ikke å skade mennesker.
Tilgjengelighet
Tilgjengelighet (D) uttrykker det faktum at et utstyr på et gitt tidspunkt kan utføre alle funksjonene det ble designet for.
Det skilles mellom tilsynelatende tilgjengelighet og faktisk tilgjengelighet. Siden full tilgjengelighetskontroll vanligvis ikke er mulig, er bare tilsynelatende tilgjengelighet tilgjengelig.
Tilgjengeligheten kan vurderes ved å vurdere gjennomsnittet av tidene for god drift (MTBF: Gjennomsnittlig tid mellom feil) og gjennomsnittet av tidene som kreves for reparasjoner (MTTR: Gjennomsnittlig tid til reparasjon).
Tilgjengelighet kan derfor oppnås gjennom pålitelighet og gjennom de midler som er implementert for å reparere utstyret.
Pålitelighet
Pålitelighet er et utstyrs evne til å utføre en gitt funksjon under gitte forhold i en gitt periode. Dette er derfor sannsynligheten for problemfri drift. For å definere det, skiller vi ut feilfrekvensen L (Lambda) og MTBF (Mean Time Between Failure).
Skadefrekvensen L er prosentandelen av prøvene av populasjonen N som svikter i løpet av enhetstiden x.
med N1 = Prøver på tidspunktet t og N2 = Prøver på tiden (t + x)
MTBF er det motsatte av skadefrekvensen:
Pålitelighet uttrykkes ofte i antall feil per time, for eksempel 1.10-6, noe som betyr at feilen oppstår etter 1 million driftstimer.
Skadefrekvensen til utstyret endres over tid, enten det gjelder mekaniske eller elektroniske komponenter, i henhold til tre forskjellige perioder:
Vedlikehold
Vedlikehold er muligheten til å holde utstyret i orden. Komponentene for vedlikeholdsevne (drift, pålitelighet, demontering, testbarhet, etc.) bestemmes vanligvis i løpet av utstyrsdesignfasen.
Vedlikehold
Vedlikehold kan defineres som alle midler og handlinger som er nødvendige for å "holde" utstyret i drift.
Fjerning av motor, modul eller større tilbehør kan rettferdiggjøres med tre begrensninger:
Potensiell
Potensialet mellom overhaling (TBO = Time Between Overhaul) er den tillatte bruksperioden før en større overhaling kreves på en motor, modul eller større tilbehør.
Potensialet til en motor eller modul bestemmes ut fra støttetester og erfaring. Det uttrykkes vanligvis i driftstimer, men også i år for de kalenderpotensialene som finnes for de samme elementene.
Potensialet kan være gjenstand for et utvidelsesprogram basert på ekspertisen til motorene som når slutten av potensialet.
Kalendergrenser
Dette er den maksimale tiden som er tilgjengelig etter å ha gått tilbake til service på et fly etter en generell overhaling eller større reparasjon.
Begrensninger for bruk
For visse elementer (f.eks. Lagre eller tannhjul) er det en grense for bruk uttrykt i timer eller syklus uavhengig av motorpotensialet.
Potensiell teller
På visse motorer utstyrt med en regulerings- og overvåkingscomputer er en potensiell tellefunksjon tilgjengelig.
Denne funksjonen tar hensyn til motorhastigheter og turbintemperatur under drift under vingen for å beregne utmattningshastighetene på de roterende enhetene.
Begrenset levetid
Noen motorkomponenter har en tillatt brukstid før de tas ut av drift.
Denne levetiden bestemmes av beregninger og støttetester. Det uttrykkes i antall driftstimer og i sykluser (1 syklus = 1 start, 1 start, 1 stopp).
Servicebulletiner
Alle modifikasjoner som er gjort på utstyret er klassifisert i henhold til påføringsmetodene og hastighetsgraden. Disse endringene kan være valgfrie, anbefalte eller obligatoriske.
Enhver endring er gjenstand for servicemeddelelser utstedt av produsenten og godkjent av de offisielle luftfartsservicene.
I drift implementeres kjøreprosedyrer og styring av motorkraften av flyselskapene på anbefaling fra produsentene for å tillate en minimumsforringelse av ytelsen, slik at vedlikeholdsoperasjonene som skal implementeres minimeres over en periode. Gitt gård.
Sanntidsovervåking av motorens ytelse sikres ved å behandle dataene som sendes av flyet under hver av sine flyreiser.
En rekke begrensninger, hvorav noen er spesifikke for hver motortype, krever driftsovervåking og utskifting av visse deler med en begrenset levetid.
KjøreprosedyrerMotorens driftsprosedyrer er definert av offisiell dokumentasjon (brukerhåndbok, flyhåndbok, etc.). Det skilles mellom såkalte normale kjøreprosedyrer og nødsituasjoner.
De definerer kjørehandlingene for de forskjellige driftsfasene: start, oppstart, kjøring i fly, stopp av motor, tenning, ventilasjon osv. I syklusens faser der kraften som kreves fra motoren er den største den har vekt på ledelse etter behov av økonomiske årsaker. Den Take-Off Thrust Reduction prosedyren er utviklet og brukes konsekvent når det er mulig.
De definerer kjørehandlingene under eksepsjonelle forhold: motorstenging under flytur, systemfeil, brann osv., Noe som gjør det mulig å opprettholde maksimal sikkerhet for passasjerer i svekket driftsmodus.
Trykkreduksjon ved start IntroduksjonAlle kommersielle transportfly er bygget med en motor med overskytende trykkmargin for å oppfylle sertifiseringskravene. Flyprodusenten og motorprodusenten produserer en flymontering pluss motor for de mest alvorlige forholdene (maksimal belastning, varm dag, høy høyde osv.) Som kan oppstå i oppdragene som vil bli tildelt den.
Derfor er det i de fleste bruksforhold av flyet en stor kraftreserve som det ikke er nyttig å bruke. Trykkreserven som ikke brukes under start kalles DERATE og uttrykkes oftest i% av det maksimale skyvet som motoren kan gi.
Denne reserven kan nå mer enn 25% av den maksimale skyvekraften, avhengig av kombinasjonen fly / motor og startforhold på dagen.
Operasjonell styring av skyvekraftenMotorer forverres ved mekanisk slitasje, og de resulterende termodynamiske effektene påvirker effektiviteten og massestrømmen. Å operere med maksimal skyvekraft har ingen innvirkning på skyvkraften, men bidrar til å redusere EGT-marginen sterkt. Dette har direkte konsekvenser for forverringen av drivstofforbruk og levetiden.
Fra disse observasjonene har produsenter utviklet prinsippet om å redusere eller redusere trykk i startfasen som en prioritet, som består i å bare bruke det trykknivået som kreves av dagens forhold så lenge den maksimale startbelastningen. nås ikke.
Reduksjonen av nyttig trykk ved start (se stigning til marsjnivå) har også en positiv innvirkning på flysikkerheten ved å redusere sannsynligheten for svikt forårsaket av for tidlig slitasje på motoren hvis den oftere utsettes for sykluser (start, klatre, cruise, hold, landing) og ved maksimal skyvekraft i visse faser av syklusen.
Under startStart av et kommersielt fly følger en kodifisert prosedyre der egenskaper som:
tas i betraktning når motorene justeres ved start. Maksimalt tillatt skyvekraft vil begrense maksimal startvekt under ekstreme temperaturforhold, og under gunstigere forhold vil ikke maksimalt skyvekraft bli brukt, idet banelengden i dette tilfellet er mer brukt.
Begrepet start ved redusert skyvekraft ble utviklet av produsenter fordi et nært forhold mellom reduksjon av skyvekraft til det strengt nødvendige nivået og de forventede fordelene når det gjelder levetid under vingen har blitt vist statistisk på en flåte. Stort antall motorer . Det så også ut til at dette hadde en positiv innvirkning på vedlikeholdskostnadene.
Følgende aspekter og konsepter gjør det mulig å konstruere operasjonelle prosedyrer rettet mot å oppnå dette økonomiske målet:
EGT-temperaturen (eksosgastemperaturen) er turbinens innløpstemperatur eller bildet av det, fordi på grunn av de veldig høye temperaturene blir sonder ofte plassert nedstrøms i en kjøligere sone.
EGT-startmarginen er forskjellen mellom det sertifiserte maksimumet og den høyeste verdien motoren kan oppnå under full kraftuttak basert på dagens trykk- og temperaturforhold. Denne forskjellen, som er viktig for en motor i begynnelsen av sin levetid, har en tendens til å bli kraftig redusert til den når en grense som krever fjerning og å gå til verkstedet for arbeid på de varme delene.
Forverringshastigheten til denne parameteren bestemmer driftstiden under vingen og dermed timekostnaden for selskapet.
Reguleringen av visse motorer gjør det mulig å opprettholde en konstant skyvekraft ved start over et omgivelsestemperaturområde mens man har en økning i EGT-temperaturen, og dette opp til en grense av den omgivende lufttemperaturen utover hvilken trykkraften synker mens temperaturen EGT holdes konstant.
Den maksimale skyvekraften til en motor er en egenskap som er spesifikk for den, men som likevel avhenger av dagens forhold (temperatur og trykk) og som er gitt for en maksimal EGT-temperatur som gassgeneratoren ikke må overskride på grunn av forverring.
Bruk eller ikke av klimaanlegg (Bleeds) ved start har en innvirkning på EGT-temperaturen. Ved å bruke dette alternativet ved start, som øker drivstofforbruket, får EGT-temperaturen til å stige for samme ønsket trykk.
Begrepet reduksjonKonseptet med reduksjon av startkraft kan oppnås ved to metoder:
Alle deler av motoren samt komponentene til den utsettes for de resulterende spenningsnivåene:
Dette resulterer i sterke mekaniske, termiske og aerodynamiske påkjenninger av to typer:
Ikke alle motordeler er underlagt de samme begrensningene, så fordelen med å redusere trykk er ikke den samme for hver av dem.
BegrensningerEn motor er designet for å fungere innenfor visse grenser bestemt av produsenten: flykonvolutt, hastigheter, temperaturer, trykk, lastfaktorer, tid osv.
Motoren er designet for å operere i et bestemt trykkområde og utetemperatur som tilsvarer dens fremtidige operasjonsoppdrag.
Flyhøyden bestemmer tettheten til luften og følgelig strømningshastigheten som kommer inn i motoren, en strømningshastighet som påvirker dens ytelse.
Økningen i flyets hastighet som har den effekten at motorens fremdriftseffektivitet øker, har en tendens til å redusere skyvekraften så lenge det ikke er tilstrekkelig til å forårsake en økning i innløpsluftstrømmen ved effekten av kraftmating.
Antenning under flyging etter utryddelse er bare mulig under visse flyforhold (høyde, hastighet osv.).
Hastighetene til de forskjellige roterende delene av motoren er underlagt amplitude og varighetsgrenser for å beskytte maskinens integritet og for å tillate et liv under vingen som er kompatibelt med driften.
Grensene pålegges motstanden til de varme delene og spesielt de til turbinbladene. Det kan være flere grenser: resttemperatur før oppstart, maksimumstemperatur under oppstart, maksimumstemperaturer under flyging osv.
De er representert av grensene for trykk, temperatur og forbruk; eksempler: maksimalt oljetrykk, minimum oljetrykk, maksimal oljetemperatur, minimum oljetemperatur for å starte, maksimalt oljeforbruk ...
De er generelt representert av minimums- og maksimumstemperaturgrensene og i noen tilfeller av trykkgrensene ...
Kretsspenningsgrenser, forbruksgrenser, prøvetakingsgrenser ...
Et visst antall grenser er forbundet med å starte motoren: startområde, parametergrenser (temperaturer, hastigheter osv.) Og tidsbegrensninger (starttid, maksimal ventilasjonstid, stabiliseringstid før stopp, tid automatisk rotasjon når du stopper ... ).
Grenser for prøvetaking av luft, vibrasjonsgrenser, lastfaktorgrenser ...
FeilUnder drift viser turbojet et visst antall funksjonsfeil som mer eller mindre alvorlig kan kompromittere flysikkerheten. Disse unormale operasjonene kan være av forskjellige slag, ha forskjellige årsaker og mer eller mindre viktige konsekvenser.
Problemene som forårsaker unormal drift kan være lekkasjer (luft, olje, drivstoff), system- og tilbehørssvikt, kavitasjonsfenomener i høytrykkskretsene. Årsakene kan være menneskelige (vedlikehold), teknologiske (større nedbrytning enn forventet), eksterne (lynnedslag, støt).
Konsekvensene spenner fra forsinket start til å stoppe motoren under flyging (bestemt eller ikke av mannskapet). Åpenbart bidrar alle tiltakene som produsenten først og operatøren har tatt, til å i stor grad begrense antall driftsforstyrrelser og begrense konsekvensene, slik at passasjerers liv ikke bringes i fare.
LekkasjeneLuft-, drivstoff- og oljelekkasjer er en av hovedårsakene til motorfeil:
De aller fleste lekkasjer er forårsaket av en vedlikeholdsoperasjon som gikk dårlig:
Lekkasjer oppstår hovedsakelig ved beslag eller som et resultat av rørbrudd på grunn av vibrasjonstretthet eller slitasje fra friksjon.
Kretslekkasjer mellom drivstoff og olje har alvorlige konsekvenser som kan føre til motorbrann og ødeleggelse av indre deler (for eksempel LP-turbin løpsk og brudd på disker).
Feil i systemer og tilbehørEtter design fører system- og tilbehørssvikt vanligvis til motorfeil uten sekundær skade, eller til og med uten driftspåvirkning.
Svikt av denne karakteren er ansvarlig for nesten alle forsinkelser og avbestillinger og en stor andel av stans i fly (IFSD).
Disse feilene rettes vanligvis uten å fjerne motoren fordi komponentene i disse systemene og tilbehøret kan byttes på motoren under vingen (Line Replacable Unit).
Feil i oljekretsenOljekretsen er opprinnelsen til flertallet av motorstopp i fly bestilt av mannskapet. Dette manifesteres av:
Det er flere årsaker:
En spesiell defekt kalt "koksing av oljekretsen" med opprinnelse en termisk nedbrytning av oljen fører til dannelse av mer eller mindre tykke avleiringer og i mer eller mindre stor mengde i rørene og dysene. Dette fenomenet kan føre til lagersvikt uten advarsel.
Drivstoffrelaterte havarierTurbojets er designet og sertifisert for drivstoff som oppfyller sivile (ASTM eller IATA) eller militære (MIL, AIR, etc.) spesifikasjoner. Disse spesifikasjonene begrenser visse fysiske eller kjemiske egenskaper, men lar andre uten spesielle begrensninger.
Som et resultat følger det at til og med perfekt oppfyller de samme spesifikasjonene, kan drivstoffene utvise kvalitetsforskjeller, noen ganger på grunn av motorfeil.
Vi ser at det er et betydelig antall fysiske og kjemiske egenskaper ved drivstoffet som har direkte eller indirekte innvirkning på at turbojet fungerer korrekt. La oss nå se motorfeilene knyttet til drivstoffsystemet og som hovedsakelig har konsekvenser for:
Vi ser at bruk av et uegnet drivstoff kan være kilden til flere funksjonsfeil som kan få konsekvenser for flysikkerheten.
Ekte eller mistenkte motorfeilStartsystemet er en kilde til reelle feil som påvirker start av motoren og opprettholder dens integritet fra de første rotasjonsomgangene. De vanligste årsakene er:
I tillegg til disse årsakene som er direkte knyttet til startsystemet, er det knivbrudd på knivene eller turbineskivene knyttet til rotasjonen av enheten som et resultat av akselerert utmattelse på deler med begrenset levetid eller FOD.
Luftutluftningssystemet er også en kilde til motorfeil som følge av:
Støtdreveren kan sterkt straffe flysikkerheten i visse faser ved sin utidige utplassering eller tap av en eller flere bevegelige hylser på slutten av utrullingsslaget etter feil på stoppene.
Enkelte såkalte antatte feil etter en ubegrunnet og uverifiserbar pilotalarm krever en kontrollert motorstansing. Denne informasjonen, som ikke har følsomme manifestasjoner som vibrasjoner eller motorbrann, krever at piloten stoler på instrumentasjonen.
De mest relevante alarmene for å kjøre motoren er:
Motorstansen som piloten har bestilt etter en dårlig alarmindikasjon, er en form for MOTORSVIKT fordi det kan få konsekvenser for flysikkerheten.
Elektromagnetisk interferensElektroniske forskrifter er følsomme for elektromagnetiske felt, avhengig av spekteret og effekten som sendes ut. De to viktigste utslippskildene er lyn og kunstig stråling slik som fra primære radarer og radiofrekvenssendere.
Lyn kan ha to hovedeffekter:
Kunstige utslipp av elektromagnetisk stråling kan også forstyrre ledninger og elektroniske datamaskiner når interferensbeskyttelsen er feil.
Mot kunstige utslipp av elektromagnetisk stråling er beskyttelsen som er gitt tilstrekkelig hvis skjoldene er effektive og systemene er robuste for dataendringer.
Mot naturlige utslipp som lyn som kan nå høye krefter, kan beskyttelsen bare være fysisk fordi lynpulsen er veldig kort, den har liten sjanse til å endre informasjonen som overføres av systemene.
Risikoen er til slutt å møte et kraftutslipp som overstiger nivået som er tatt med i beregningen.
LynnedslagDe intense elektriske feltene som utvikler seg i skyer av typen cumulonimbus, er kilden til lyn og lyn når fly passerer gjennom dem. I kraft av sin langstrakte form forsterker flyet det elektriske feltet i endene, cellen blir stedet for en potensiell forskjell mellom nesen og halen som kan nå titalls millioner volt. Når tenningsspenningene er nådd, starter en første elektrisk lysbue fra flyets nese mot skyens bunn og noen få brøkdeler av et sekund begynner en annen lysbue fra flyets hale mot toppen av skyen.
For øyeblikket beveger en elektrisk strøm som består av korte pulser på noen titalls mikrosekunder og en intensitet på flere hundre tusen ampere gjennom skroget på utsiden av huden hans. Det indre av kabinen er beskyttet av Faraday-effekten av metallskroget, og beboerne kan bare se de lysende effektene av ioniseringen av luften i nærheten.
Lynstrøm kan imidlertid ha direkte og indirekte effekter på flyet og motorene. De direkte effektene er forårsaket av den permanente strømmen som eksisterer mellom strømpulsene, mens de indirekte effektene skyldes strømpulsene med veldig høy intensitet.
De direkte effektene er mekaniske skader som:
Indirekte effekter er elektromagnetiske forstyrrelser knyttet til det faktum at lynstrømmen kan sammenlignes med en antenne som utstråler to felt vinkelrett på hverandre og i retning av deres forplantning.
Det elektromagnetiske feltet som genereres begeistret av lynstrømmen som er av pulsart, brytes ned i et radioemisjonsspektrum med variabel intensitet i omvendt forhold til frekvensene som forklarer de parasittiske utslippene i langbølgemottakerne og fraværet av forstyrrelse av kortbølgereseptorer. .
Dette radioelektriske utslippet er i stand til å indusere parasittstrømmer i den elektriske kablingen hvis de ikke er tilstrekkelig beskyttet av passende skjerming. Disse parasittstrømmene kan være årsaken til feil i elektroniske kontrollsystemer.
Overvåking av motorens drift under flygingMotorens driftsparametere som er nødvendige for sikker styring, returneres til kabinen, men er ikke ment å tillate forutsigende vedlikehold under flyturen eller når flyet er avsluttet.
Det var nødvendig å utvikle de tekniske midlene for å overvåke så tett som mulig motorens avvik fra det gjennomsnittlige driftspunktet for de forskjellige fasene av flyet (Takeoff, Ascent, Cruise, Descent).
Denne driftsmodusen tillot en økning i evnen til å forutsi potensielle feil ved å gjøre det mulig å stoppe utviklingen mot reelle feil.
De umiddelbare konsekvensene av denne fremgangsmåten var en økning i flysikkerheten og en optimalisering av livet under vingene ved bedre styring av innskuddene.
Mål og metodikkHovedmålene for å overvåke motoren under drift under kommersiell drift er:
Metodikken er basert på:
Effektiviteten til den termodynamiske syklusen til gassgeneratoren til en turbojet avtar når den forverres under bruk eller plutselig under en havari. Et fall i effektivitet knyttet til slitasje resulterer i en økning i drivstofforbruk og i en økning i temperatur for samme motorhastighet eller for å opprettholde identisk skyvekraft.
EGT-temperaturen gjenspeiler nedbrytningshastigheten til de varme delene, og overvåking av den for hver motor under vingen tillater:
De påvirkende faktorene i forverringen av EGT-marginen er:
Parametrene som overvåkes under flyturen kommer fra flysystemet og motoren. De er klassifisert i tre kategorier: obligatorisk, anbefalt og valgfri.
Liste over hovedparametere registrert under flyturen:
De viktigste parametrene knyttet til driftsforhold er:
For å oppnå variasjoner på de overvåkede parametrene som er minst forurenset som mulig av operasjonen av flymotorsystemet, måtte tidligere anskaffelseskriterier defineres.
Hovedsakelig er disse kriteriene:
Ved automatisk anskaffelse må følgende forhold opprettholdes i minst 12 sekunder:
Ved manuell anskaffelse er stabilisering av cruiseforhold nødvendig i mer enn 5 minutter
Oppkjøpskriterier på Take OFFStart er en flyfase som påfører motorene svært sterke termiske og mekaniske begrensninger. Det er i tillegg en forbigående flyfase som får følger etter start (for eksempel fortsetter turbinskivene å utvide seg flere minutter etter retur av motorene med redusert effekt) som krever at parametrene tilegnes følgende forholdsregler:
Hovedmålet med operasjonsovervåking under flyging er å forutse en fjerning av motoren før flyreisen begynner eller å identifisere en forutsigbar feil i flyet som ikke vil tillate oppdragets slutt under de forventede forholdene eller verre som vil stille spørsmål flysikkerhet.
Prinsippet er å sammenligne ytelsen målt under flyturen med den i en database som oppsummerer de gjennomsnittlige egenskapene til den aktuelle motortypen.
Forskjellene som er observert mellom flydataene og de forventede verdiene gjør det mulig å beregne avvikene i databasen ved å integrere driftsforholdene for flyvningen (høyde, mach, TAT, luftkondisjoneringseffekter)
Den spesielle overvåkingen av oljetrykket muliggjør tidlig oppdagelse av potensielle lagerfeil.
Denne overvåkingen gjør det også mulig, i sammenheng med tomotorsflyvninger (ETOPS), å avgjøre om EGT-marginer og kompressorhastighet på det tidspunktet er tilstrekkelig til å sikre oppdragene. Avvik fra disse parametrene gjør det mulig å sette cruisegrenser.
Vi kan skille mellom tre vedlikeholdsmodi:
Valget om å anvende den ene eller den andre av disse modusene på ett eller flere elementer i motoren, resulterer fra den foreløpige analysen av motorens hovedfunksjoner, resultatene oppnådd i studiene av pålitelighet, spesielle tester og også erfaring ervervet i operativ levetid.
Vedlikeholdsoperasjonene er beskrevet i dokumentasjonen til motoren:
Vedlikehold med tidsbegrensning
I denne vedlikeholdsmodusen blir elementene avsatt til en fast tidsfrist og revidert hvis det er noe gjenværende levetidspotensial eller trekkes ut av drift hvis levetidsgrensen er nådd.
Tilstandsavhengig vedlikehold
Dette består i å utføre vedlikeholdsprosedyrer i henhold til tilstanden til elementene og derfor å overvåke nedbrytningen av de aktuelle delene for å bestemme en intervensjon angående den observerte feilen. Dette krever overvåkingsmidler som kjemisk analyse av oljen eller visuell inspeksjon ved en endoskopisk metode ...
Vedlikehold med atferdsovervåking
Denne typen vedlikehold er basert på permanent overvåking av visse viktige parametere for motorens drift for å muliggjøre tidlig oppdagelse av uregelmessigheter og anvende passende vedlikeholdsprosedyrer før feilen oppstår.
Vedlikeholdsfaser
vedlikeholdet ble delt inn i flere stadier bestemt av vanskeligheter ved inngripen, tiden det tok å gjennomføre inngrepet og logistiske og lovgivningsmessige hensyn.
Et vanlig eksempel på nivåfordeling er:
Det er hovedsakelig to typer vedlikehold:
Forebyggende vedlikehold
Forebyggende vedlikehold inkluderer prosedyrer som må utføres systematisk for å holde motoren i drift under optimale sikkerhetsforhold.
Vedlikeholdsprogrammet inkluderer såkalte implementeringsprosedyrer som
Korrigerende vedlikehold
Korrigerende vedlikehold inkluderer alle prosedyrer som må utføres i tilfelle en hendelse, havari, feil osv. Korrigerende tiltak må gjøre at motoren kan settes i normal drift så raskt som mulig. Korrigerende vedlikehold dekker: feildiagnose, funksjonskontroll, tilstandskontroll, fjerning og installasjon av elementer, justeringer osv.
VedlikeholdsprosedyrerVedlikeholdsprosedyrene som er spesifikke for hver motor har visse vanlige deler som:
Implementering av vedlikeholdsprosedyrer
Vi kan nevne de vanlige forholdsregler som:
Implementeringsbesøk
De er inkludert i rutinemessig vedlikeholdsprogram. Vi skiller mellom:
Generelt er de begrenset til visuelle inspeksjoner, spesielt av luftinntaket og eksosen.
De foregår i henhold til en bestemt bane som gjør det mulig å sjekke det maksimale antall elementer på en rasjonell måte.
Det faste kontrollpunktet
Dette faste punktet er laget med motoren under vingen. Hensikten er å kontrollere motorens ytelse og mekaniske integritet. Det utføres med jevne mellomrom eller etter utveksling av elementer eller etter en feilanalyse. I noen tilfeller suppleres det med en eller flere flytester. Av økonomiske årsaker blir det forsøkt å redusere varigheten og antallet faste punkter.
Under et fast punkt må de klassiske forholdsregler for installasjon tas; de forskjellige motorparametrene som brukes til å vurdere motorens tilstand registreres og registreres på et ark som er levert for dette formålet.
Periodiske besøk
Dette er vedlikeholdsbesøk som må gjennomføres med jevne mellomrom. De inkluderer en rekke inngrep som:
Et periodisk besøk suppleres vanligvis med et fast punkt. Frekvensen deres, som avhenger av utstyret, er noen få timer eller flere titalls timer (eksempel: besøk 25 - 50 - 100 - 300 timer).
Besøkene kan gjennomføres på en "sperret" eller "spredt" måte.
De såkalte "blokkerte" besøkene tilsvarer gjennomføringen av alle operasjonene av en type besøk på angitt frist. I tilfelle "forskjøvet" (eller progressive) besøk, blir ikke enheten immobilisert til faste tider. Vi utnytter perioder med ikke-aktivitet for å gradvis utføre alle operasjonene mens vi respekterer imidlertid perioden for hver type intervensjon.
Valget av vedlikeholdsmetode (blokkert eller progressiv) overlates til brukerens initiativ i henhold til kriterier som er spesifikke for ham.
Følgende ikke-uttømmende liste gir en ide om hva som kan oppnås:
Kontroller
Vedlikeholdsaktiviteten er også preget av mange funksjonelle eller tilstandskontroller.
Nedenfor er listen over noen typiske kontroller:
Oppbevaring
Når motoren av en eller annen grunn ikke skal gå i en viss periode, må den beskyttes mot korrosjon ved å bruke en prosedyre som kalles lagring.
Denne prosedyren avhenger av motorens posisjon (installert på flyet eller ikke) og planlagt nedetid.
Generelt sett innebærer det å kjøre motoren med en blanding av drivstoff og olje mens du sprøyter lagringsolje i luftinntaket. På slutten av dette faste lagringspunktet er alle åpninger blokkert og motoren beskyttet på noen måte (presenninger, hetter osv.).
Ved langvarig immobilisering eller transport fjernes motoren og plasseres i en spesiell container, ofte under trykk og utstyrt med tørkemidler.
Periodiske lagringskontroller er gitt i vedlikeholdsinstruksjonene.
Merk: Når det gjelder transport, må det tas forholdsregler for ikke å skade motorene ved støt eller for store vibrasjoner.
Kompressorvask
Blant årsakene til for tidlig fjerning av en motor, er de som skyldes forringelse av kompressoren ved erosjon eller korrosjon relativt hyppige.
Luftstrømmen (spesielt kompressoren) fungerer faktisk med luft som kan lastes med erosive eller etsende elementer. For eksempel erosjon i sandatmosfære, korrosjon i saltoppløsning. I tillegg forårsaker sammenslåing med eventuelle lekkasjer tilstopping som reduserer ytelsen.
For å vaske motoren sprayes det en blanding av vann og et rengjøringsmiddel i luftinntaket. Disse rengjøringsprosedyrene gjelder enten forebygging eller når det er oppdaget et fall i ytelsen under motorovervåking under vingen.
Motorvedlikeholdshåndboken inneholder all informasjon som er nødvendig for å utføre disse vedlikeholdsoperasjonene, som det skal huskes er av stor betydning for å forhindre ofte irreversibel utfoldelse av prosessen (begroing eller korrosjon).
Fremgangsmåte for inntak av fremmedlegemer
Enten i fly eller på bakken, kan en motor absorbere forskjellige gjenstander i luftstrømmen som kan skade kompressoren og turbinbladene. Motoren er sertifisert for å tåle injeksjon av kalibrerte fugler, små haglstein eller vann under start og landing.
På bakken er det oftest gjenstander som er igjen i nærheten av luftinntaket og i flukt, det er ofte møtet med fugler. Svelging av fremmedlegemer kan føre til mer eller mindre alvorlig skade som kan føre til betydelige vibrasjoner, redusert ytelse og til og med stopp av motoren.
Når inntak observeres, anbefales det å kontrollere luftstrømmen og spesielt bladene til kompressoren (e) og turbinen (e). Vedlikeholdsløsningen avhenger da av graden av anomali og type motor.
Prosedyrer for fjerning og installasjonBlant motorkomponentene som kan byttes ut, er det de som kan byttes ut online (under skjermen) og de som bare kan byttes ut på verkstedet etter at motoren er fjernet.
Førstnevnte er gjenstand for prosedyrer for LRU (Line Replacable Unit) og sistnevnte for prosedyrer for SRU (Shop Replacable Unit).
Modularitet
Modularitet (modulær design) gjør det mulig å utgjøre en motor med perfekt utskiftbare elementer kalt moduler for å forenkle vedlikeholdsoperasjoner på en flåte med identiske motorer.
Modularitet gir større operasjonell tilgjengelighet og en betydelig reduksjon i vedlikeholdskostnader.
Med den modulære utformingen utvikler begrepet motorpotensial seg til å bli erstattet av grensene som er spesifikke for hver modul.
Separasjonen i forhåndsbalanserte og forhåndsinnstilte moduler innebærer mer tungvint administrasjon, men gir muligheten for visse moduler til erstatning uten å returnere den komplette motoren til fabrikken.
Innstillinger
En motor må gjennomgå en rekke kontroller før den monteres under vingen og være Flight Good . Dette er enda mer sant når det kommer fra en vedlikeholdsoperasjon, og derfor har produsentene med nye FADEC-typeforskrifter benyttet anledningen til å integrere et visst antall funksjoner som gjør det mulig å justere justeringen betydelig.
Feilsøking
Feilsøkingen styres av to imperativer som er motorens immobiliseringstid og den "berettigede" fjerning av elementer. Feilsøkingsprosedyren vil avhenge av anomali, og det er vanskelig å gi en metode som kan brukes i alle tilfeller. Likevel kan det sies at kunnskap om utstyret (kunnskap om konstitusjon, funksjon og atferd) og en metodisk forskning bidrar til en sikker diagnose og rask feilsøking.
Det generelle prinsippet er å tydelig definere symptomet, tolke det og å utføre diagnosen på en logisk måte for å velge og bruke prosedyren som muliggjør feilsøking.
Den valgte prosedyren kan være:
Vedlikeholdshåndboken inkluderer feilsøkingstabeller som viser de vanligste feilene som kan oppstå, men kunnskap om motorens drift er fortsatt viktig i de fleste tilfeller.
Midler til vedlikeholdMidlene som brukes til å utføre vedlikehold er svært forskjellige, og følgende er blant de viktigste:
Smøreoljekretsen er utstyrt med filtre og magnetplugger som holder visse partikler i suspensjon. Imidlertid tar oljen også på seg små partikler som ikke kan holdes tilbake på disse konvensjonelle måtene, men som kan påvises og måles ved spektrometrisk analyse av oljen. Resultatene av en slik analyse gjør det mulig å på forhånd oppdage potensielle feil og unormal slitasje.
Prinsipp for spektrometrisk analyse
Det grunnleggende prinsippet er å observere forholdet mellom slitasjehastigheten til delene og forurensningshastigheten til oljen, fordi jo høyere forurensningshastigheten er, desto større tap av metall og derfor større er risikoen for brudd.
Den avgjørende parameteren er derfor ikke bare konsentrasjonen målt på et gitt tidspunkt, men også og fremfor alt økningen i forurensningshastigheten.
Spektrometeret, som består av to elektroder, en fast og en som roterer i oljen som skal analyseres, tillater takket være potensialforskjellen mellom de to elektrodene å fordampe oljen som frigjør elektroner som forårsaker en lysbølge fanget av et optisk system som diffrakterer det i elementære stråler som tilsvarer metallet som brukes.
Prinsipp for ferrografi
Det er en laboratorieteknikk som skiller partiklene i en oljeprøve ved virkningen av et sterkt magnetfelt.
disse partiklene blir deretter utsatt for forskjellige prosedyrer:
Fra indikasjonene som er gitt, er det mulig å definere det aktuelle elementet og hvilken type slitasje man opplever. Interessante resultater oppnås således innen bærende overlevelse (utmattelsessprekker som genererer sfæriske formede splinter).
Effektiviteten til de forskjellige metodene
Disse metodene er komplementære, og det er ofte nødvendig å bruke dem sammen for å oppnå perfekt overvåking av et gitt materiale. De forskjellige slitasjemønstrene genererer partikler med ulik størrelse og form, og hver metode har maksimal effektivitet for visse partikkelstørrelser: for eksempel er spektroanalyse bare effektiv for partikler mindre enn 15 mikron, pluggen magnetisk er spesielt egnet for partikler fra 100 til 300 mikron . En av de viktigste fordelene med ferrografi er å fylle gapet mellom disse to metodene, ved å gjøre det mulig å samle og analysere partikler fra 15 til 100 mikron.
Disse noen ganger veldig sofistikerte metodene skal ikke skjule de tradisjonelle evalueringsmåtene som er utført "in situ". Dette er vanlige vedlikeholdsprosedyrer som krever tilsyn og erfaring fra mekanikeren:
Gitt de høye rotasjonshastighetene, kan enhver ubalanse i den roterende enheten, hvis den overskrider en viss terskel, få uheldige konsekvenser på grunn av de genererte vibrasjonene. Det bør sikres at disse grensene ikke overskrides under drift.
Enhver deformasjon eller forringelse av den roterende enheten som resulterer i vibrasjoner, og overvåker amplituden til disse vibrasjonene kan tillate tidlig deteksjon av en anomali.
Vibrasjonsmålingen utføres ved hjelp av sensorer plassert i nærheten av enheten som skal kontrolleres. Sensorene som brukes er av elektromagnetisk eller piezoelektrisk type.
Bilisten definerer grenseverdiene og handlingene som skal utføres (skifte lager, utjevning av rotoren eller til og med bytte av full motor).
Endoskopisk kontrollEndoskopisk inspeksjon tillater visuell undersøkelse av indre deler gjennom små åpninger uten demontering.
Prinsippet for endoskopet
Den består av en stokk utstyrt med optiske fibre som leder lys og et visjonssystem som består av linser. Lyset som kommer fra en generator er kaldt og eksplosjonssikkert, som tillater kontroller i et eksplosivt miljø.
For styringen føres stangen gjennom åpninger som er gitt for dette formålet på forskjellige punkter i motoren. Stangens bevegelse og orientering tillater observasjon av hele delen.
Radiografisk kontrollRadiografi kan brukes som et middel for ikke-destruktiv testing, og den planlagte prosessen, av gammaradiografi, tillater inspeksjon uten å utføre noe fjerning.
Gamma-radiografi kombinerer bruk av radioaktivitet og fotografering. En kilde til γ-stråler passerer gjennom den delen som skal undersøkes, som absorberer en del av strålingen. Den resulterende strålingen imponerer den fotografiske filmen som viser manglene på delen.
Ved start er støyen som genereres av en turbojet betydelig, spesielt for enkeltstrøm og dobbeltstrømning etter forbrenning. Støyen er desto viktigere ettersom utkastingshastigheten er høy, noe som er tilfelle for motorene som utstyrer jagerfly.
Turbojet er den viktigste kilden til flyforurensning, men ikke den eneste. De klaffer og landingshjul har en betydelig innvirkning på avgang og landing. I tillegg, selv om det anslås at mindre enn 10% av den akustiske forstyrrelsen skyldes fly, turbojets og mer generelt flymotorer, genererer de svært lavfrekvente lyder som er dårlig dempet av avstand og vegger. Moderne hus. Det har likevel blitt gjort betydelige fremskritt de siste 50 årene, siden støynivået til fly har sunket med mer enn 10 dB både under start eller innflyging og under flyging.
Reduksjon av støyforurensningTurbojet genererer to typer støy: det på grunn av utstøting av gassene og det som er forårsaket av samspillet mellom de roterende bladene og de forskjellige kanalene. Det andre blir dominerende i løpet av det første i start- eller innflygingsfaser. Siden målet er å redusere støyutslipp i bebodde områder, fokuserer derfor studier på å redusere denne andre typen støy.
Et av de mest kjente programmene for å redusere støyutslipp fra turbojet er det europeiske “ Resound ” aktive lydabsorpsjonsprosjektet. Prinsippet for prosjektet er å skape en bølge med samme romlige struktur - det vil si av samme frekvens , med samme amplitude og med samme retningsevne - som linjestøyen til viften, men ut av fase 180 ° . For dette genereres en akustisk modus som er identisk med interaksjonsmodus takket være et kontrollnett som består av radiale stenger. Selv om det akustiske nivået av harmonene økes på grunn av opprettelsen av nye interaksjonslyder, når den grunnleggende forsterkningen 8 dB .
Andre nyere prosjekter, som "LNA-2" for Low Noise Aircraft 2 , fokuserer mer på akustisk stråling nedstrøms. Begynte ijanuar 2005, er programmet basert på en eksperimentell og numerisk karakterisering for å redusere effekten av denne strålingen.
Forurensningsutslipp fra forbrenning av parafin er et av de største problemene med turbojetmotoren som "tas på" av ingeniører. Likevel må de settes i perspektiv, siden flytrafikk bare representerer 5% av forurensende utslipp i nærheten av hjem, og CO 2 som slippes ut, bare bidrar med 2% til jordens drivhuseffekt . Virkningen av contrails er i hovedsak iskrystaller generert av vanndamp, produsert i seg selv ved forbrenning av parafin og krystallisert av kulde .
Imidlertid kan luftforurensning i store høyder ha mye større innvirkning på miljøet og spesielt på tynning av ozonlaget . Faktisk oppstår 75% av utslippene fra turbojet under cruising i troposfæren og den nedre stratosfæren .
ForbrenningsprodukterBlant forbrenningsproduktene knyttet til driften av turbojet, er det to giftige gasser:
Forbrenningsproblemene som skal løses er knyttet til følgende turbojet-driftsmodus:
For å redusere forurensning handler vi på forskjellige akser på forbrenningskamernivået: