Réacteur

Un réacteur de est un moteur qui décharge un gicleur rapide du fluide pour produire de la poussée selon loi de du de Newton de la troisième du mouvement . Cette large définition des réacteurs inclut les gicleurs d'impulsion de des statoréacteurs des fusées des turboréacteurs des turboréacteurs et les Pompe-gicleurs mais dans l'utilisation commune, la limite se rapporte généralement à un moteur du cycle Brayton De de la turbine à gaz , un moteur avec un compresseur rotatif actionné par une turbine , avec la fourniture de surplus de puissance a poussé. Les réacteurs sont si bien connus au monde moderne que des turbines à gaz désigné parfois de manière erronée sous le nom d'une application particulière d'un réacteur, plutôt que l'autre manière autour. La plupart des réacteurs sont les moteurs à combustion interne mais les formes non de combustion existent également.

Histoire le de de

voient également : Chronologie de de la puissance de gicleur Des réacteurs peuvent être remontés à la première ANNONCE de siècle, quand le héros de de l'Alexandrie a inventé le éolipile. Cette puissance de vapeur utilisée a dirigé par deux buses à jet afin de faire tourner une sphère rapidement sur son axe. Autant qu'est connu, elle a été peu employée pour assurer la transmission mécanique, et les applications pratiques potentielles de l'invention du héros du réacteur n'ont pas été identifiées. On l'a simplement considéré une curiosité.

Propulsion par réaction seulement littéralement et figuratif décollé avec l'invention du Rocket par le Chinois au 11ème siècle. L'échappement de Rocket a été au commencement employé d'une manière modeste pour les feux d'artifice mais graduellement progressé pour propulser les armements formidables ; et là la technologie a calé pour des centaines d'années.

Dans le tabouret de Turquie dans le Lagari Hasan Çelebi du 1633 a décollé avec ce qui a été décrit pour être une fusée en forme de cône et a puis glissé avec des ailes dans un atterrissage réussi gagnant une position dans l'armée du tabouret . Cependant, c'était essentiellement un arrêt.

Le problème était que les fusées sont simplement trop inefficaces à de basses vitesses pour être utiles pour l'aviation générale. Au lieu de cela, par les années 30, le moteur à piston dans ses nombreux différent en ligne de formes (radial rotatoire et statique, refroidi à l'air et réfrigéré par un liquide) était le seul type de centrale électrique disponible aux concepteurs d'avions. C'était acceptable tant que seulement des avions à performance réduite ont été exigés, et en effet tout qu'étaient disponibles.

Cependant, les ingénieurs commençaient à se rendre compte que le moteur à piston individu-limitait en termes d'exécution maximum qui pourrait être atteinte ; la limite était essentiellement une d'efficacité du propulseur . Ceci a semblé faire une pointe pendant que les bouts de lame approchaient la vitesse de du bruit . Si le moteur, et ainsi les avions, exécution étaient jamais d'augmenter au delà d'une telle barrière, une manière devrait s'avérer pour améliorer radicalement la conception du moteur à piston, ou un type complètement nouveau de centrale électrique devrait être développé. C'était la motivation derrière le développement du turbomoteur, généralement appelé un " ; jet" ; moteur, qui deviendrait presque aussi révolutionnaire à l'aviation que le premier vol de frères Wright le le '.

Les tentatives les plus tôt de réacteurs étaient des conceptions hybrides dans lesquelles air comprimé de source d'énergie externe un premier, qui a été alors mélangé à du carburant et brûlé pour la poussée de gicleur. Dans un tel système, appelé un Thermojet par le Secondo Campini mais généralement, le Motorjet , l'air a été comprimé par un ventilateur conduit par un moteur à piston conventionnel. Les exemples de ce type de conception étaient le avions du Coandă-1910 de s de Coandă Henri des ', et le beaucoup postérieur Campini Caproni CC.2 , et le moteur japonais du Tsu-11 a prévu pour actionner des avions du kamikaze d'Ohka vers la fin de la deuxième guerre mondiale . Aucun n'était entièrement réussi et le CC.2 a fini vers le haut d'être plus lent que la même conception avec une combinaison traditionnelle de moteur et de propulseur.

La clef à un réacteur pratique était la turbine à gaz, utilisée pour extraire l'énergie à partir du moteur elle-même pour conduire le compresseur . La turbine à gaz n'était pas une idée développée dans les années 30 : on a accordé le brevet pour une turbine stationnaire au coiffeur de John en Angleterre en 1791. La première turbine à gaz pour courir avec succès auto-entretenu a été construite en 1903 par le norvégien Ægidius Elling d'ingénieur. Les premiers brevets pour la propulsion gicleur ont été publiés en 1917. Les limitations dans la conception et la technologie et la métallurgie pratiques ont empêché de tels moteurs atteignant la fabrication. Les problèmes principaux étaient sûreté, fiabilité, poids et, particulièrement, opération soutenue. En 1923, le Edgar Buckingham du bureau national des USA de la norme a édité un rapport exprimant le scepticisme que les réacteurs seraient économiquement concurrentiels avec les avions conduits par appui vertical à la basse altitude et aux vitesses anémométriques de la période : " ; là ne semble être, actuellement, aucune perspective celui qui cette propulsion par réaction de la sorte ici considérée soit jamais de valeur pratique, même pour purposes." militaire ;

En 1929, l'apprenti d'avions de que le Frank de taillent au couteau a formellement soumis ses idées pour un turboréacteur à ses supérieurs. Le 16 janvier 1930 en Angleterre, tailler au couteau soumis son premier brevet (accordé en 1932). Le brevet a montré un compresseur axial à deux étages alimentant un compresseur centrifuge à simple face. Tailler au couteau se concentrerait plus tard sur le compresseur centrifuge plus simple seulement, pour une série de raisons pratiques. Tailler au couteau a eu son premier moteur courir en avril 1937. Il liquide-a été rempli de combustible, et a inclus une pompe à essence d'un seul bloc. Ont taillé la proche-panique expérimentée par équipe quand le moteur ne s'arrêterait pas, même après que le carburant a été coupé. Il s'est avéré que le carburant avait coulé dans le moteur et s'était accumulé dans les piscines. Ainsi le moteur ne s'arrêterait pas jusqu'à ce que tout le carburant coulé ait eu la consommation. Tailler au couteau ne pouvait pas intéresser le gouvernement dans son invention, et le développement a continué lentement.

En le 1935 Hans von Ohain a commencé le travail sur une conception semblable dans le Allemagne , ignorante de a taillé le travail au couteau. Son premier moteur était strictement expérimental et pourrait seulement courir sous la puissance externe, mais il pouvait démontrer le concept de base. Ohain a été alors présenté au Ernst Heinkel , un des industriels de porteurs du jour, qui a immédiatement vu la promesse de la conception. Heinkel avait récemment acheté la compagnie de moteur de Hirth, et Ohain et son principal Hahn maximum de machiniste ont été installés là en tant que nouvelle division de la compagnie de Hirth. Ils ont eu leur premier HeS 1 moteur de fonctionner pour septembre 1937. À la différence de ont taillé la conception au couteau, Ohain a employé l'hydrogène comme carburant, assuré sous la pression externe. Leurs conceptions suivantes ont abouti au essence-rempli de combustible HeS 3 de 1.100 livres-force (kN 5), qui a été adapté au simple et compact de Heinkel il fuselage de 178 et impressionnant piloté par le Erich Warsitz en début de la matinée du du 27 août 1939 , d'aérodrome de Marienehe, une brève durée pour le développement. Il 178 était l'avion à réaction du monde de d'abord.

En attendant, ont taillé le moteur au couteau commençait à regarder utile, et ses gicleurs Ltd de puissance de ont démarré recevoir l'argent de ministère d'air. En 1941 une version flyable du moteur appelé le W.1 , capable de 1000 livres-force (kN 4) de poussée, a été adaptée au fuselage de Gloster E28/39 particulièrement construit pour elle, et a volé la première fois le 15 mai , le 1941 au RAF Cranwell .

Un problème avec les deux conçoit tôt, qui s'appellent le de centrifuge-coulent des moteurs de , étaient que le compresseur a fonctionné à côté du " ; throwing" ; (accélération) aérer à l'extérieur de la prise centrale à la périphérie externe du moteur, où l'air a été alors comprimé par une installation divergente de conduit, convertissant sa vitesse en pression. Un avantage de cette conception était qu'il était déjà comprise bonne, après avoir été mis en application dans des surchauffeurs centrifuges puis dans l'utilisation répandue sur des moteurs à piston. Cependant, donné les limitations technologiques tôt sur la vitesse d'axe du moteur, le compresseur a dû avoir un diamètre très grand pour produire la puissance exigée. Ceci a signifié que les moteurs ont eu un grand secteur frontal, qui l'a rendu moins utile comme centrale électrique d'avions due à la drague. Un autre inconvénient était que la circulation d'air a dû être " ; bent" ; pour couler à l'arrière par la section de combustion et dans la turbine et la tuyère, ajoutant la complexité et abaissant l'efficacité. Néanmoins, ont taillé des moteurs au couteau a eu les avantages principaux du poids léger, de la simplicité et de la fiabilité, et le développement a rapidement progressé aux conceptions en état de navigabilité pratiques.

Le autrichien Anselm Franz du le division de moteur de Junkers de '(Junkers Motoren de ou Jumo ) a abordé ces problèmes avec l'introduction du compresseur à écoulement axial . Essentiellement, c'est une turbine à l'envers. De l'air venant dans l'avant du moteur est soufflé vers l'arrière du moteur par une étape de ventilateur (conduits convergents), où il est écrasé contre un ensemble de lames non-tournantes appelées les redresseurs (conduits divergents) de . Le processus est nulle part près aussi puissant que le compresseur centrifuge, ainsi un certain nombre de ces paires de ventilateurs et de redresseurs sont placées en série pour obtenir la compression nécessaire. Même avec toute la complexité supplémentaire, le moteur en résultant est beaucoup plus petit de diamètre et ainsi, plus aérodynamique. Jumo a été assigné le prochain numéro de moteur dans l'ordre de numérotation de RLM, 4, et le résultat était le moteur de Jumo 004 . Après que beaucoup de peu de difficultés techniques aient été résolues, la production en série de ce moteur a commencé dans 1944 comme centrale électrique pour les premiers avions du voyager en jet-combattant du monde, le Messerschmitt je 262 (et plus tard les premiers avions du voyager en jet-bombardier du monde, le Arado AR 234 ). Une série de raisons ont conspiré à retarder la disponibilité du moteur, ce retard ont causé le combattant arrivent aussi trop tard pour effectuer décisivement la position de l'Allemagne dans la deuxième guerre mondiale . Néanmoins, on se rappellera le comme première utilisation des réacteurs en service. Après la fin de la guerre les avions à réaction et les réacteurs allemands ont été intensivement étudiés par les alliés victorieux et contribués au travail sur le Soviétique et les chasseurs à réaction tôt des USA. Le legs du moteur à écoulement axial est vu dans le fait que pratiquement tous les réacteurs sur les avions d'aile fixe ont eu une certaine inspiration de cette conception.

Centrifuge-coulent les moteurs se sont améliorés depuis leur introduction. Avec des améliorations en technologie de roulement la vitesse d'axe du moteur a été augmentée, réduisant considérablement le diamètre du compresseur centrifuge. La longueur courte de moteur demeure un avantage de cette conception, en particulier pour l'usage dans des hélicoptères où la taille globale est plus importante que le secteur frontal. En outre, ses éléments de moteur sont robustes ; les compresseurs à écoulement axial sont plus exposés aux dommages causés par des corps étrangers .

Bien que les conceptions allemandes aient été plus avancées aérodynamiquement, la combinaison de la simplicité et de la métallurgie britannique avancée a signifié que les conceptions Tailler au couteau-dérivées étaient bien plus fiables que leurs contre-parties allemandes. Des moteurs britanniques également ont été autorisés largement aux USA (voir la mission de Tizard de ), et ont été envoyés au URSS dans un échange de technologie, avec le Nene continuant pour actionner le célèbre MiG-15 . Les conceptions d'Américain et de Soviétique, types à écoulement axial indépendants pour la plupart, ne viendraient pas entièrement dans leurs propres jusqu'aux années 60, bien que le General Electric J47 ait fourni l'excellent service dans le F-86 Sabre dans les années 50.

Par les années 50 le réacteur était presque universel dans des avions de combat, excepté la cargaison, la liaison et d'autres types de spécialité. Par ce point certaines des conceptions britanniques ont été déjà dégagées pour l'usage civil, et étaient apparues sur les modèles tôt comme la comète de DeHavilland de et l'avion de ligne à réaction de Canadair de . Par toutes les années 60 les grands avions civils étaient également gicleur actionné, laissant le moteur à piston dans des rôles de place ici aussi bien.

Les améliorations implacables dans le turbopropulseur ont poussé le moteur à piston hors du courant principal entièrement, lui laissant la portion seulement le plus petit des conceptions générales de l'aviation , et une certaine utilisation dans des avions de bourdon de . L'ascension du réacteur à l'utilisation presque universelle dans des avions a bien pris au-dessous de vingt ans.

Cependant, l'histoire n'était pas tout à fait à une extrémité, parce que l'efficacité des turboréacteurs était toujours un peu plus mauvaise que des moteurs à piston, mais par les années 70 avec l'arrivée de hauts réacteurs de la déviation , une innovation non prévue par les premiers commentateurs comme Edgar Buckingham, aux vitesses et aux hautes altitudes qui ont semblé absurdes leur, seulement a alors fait le rendement du carburant finalement dépassé qui des meilleurs moteurs de piston et de propulseur, et au rêve de rapide, sûr, le voyage économique autour du monde est finalement arrivé, et leur sévère, si bien fondé pendant le temps, les prévisions que les réacteurs ne s'élèveraient jamais à beaucoup, tuées pour toujours.

Types

Il y a un grand nombre de différents types de réacteurs, qui réalisent la propulsion d'un gicleur à grande vitesse d'échappement.

Dactylographier la comparaison

L'impulsion de mouvement du moteur est égale à la masse d'air multipliée par la vitesse à laquelle le moteur émet cette masse :

de
m c

là où m est la masse d'air par seconde et c est la vitesse d'échappement. En d'autres termes, l'avion volera plus rapidement si le moteur émet la masse d'air avec une vitesse plus élevée ou s'il émet plus d'air par seconde avec la même vitesse. Cependant, quand l'avion vole avec certaine vitesse v, l'air se déplace vers lui, créant la drague de opposition de RAM à l'entrée d'air :

m v de

La plupart des types de réacteur ont une entrée d'air, qui fournit la partie du gaz sortant l'échappement. Les moteurs conventionnels de fusée, cependant, n'ont pas une entrée d'air, l'oxydant et ne remplissent pas de combustible tous les deux étant portée dans le fuselage. Par conséquent, les moteurs de fusée n'ont pas la drague de RAM ; la poussée brute du bec est la poussée nette du moteur. En conséquence, les caractéristiques de poussée d'un moteur de fusée sont complètement différentes de celle d'un réacteur aérobie.

Le moteur aérobie est seulement utile si la vitesse du gaz du moteur, c, est plus grande que la vitesse d'avion, V. La poussée de moteur nette est identique comme si le gaz ont été émis avec la vitesse c-v. Ainsi la poussée est réellement égale au

de
m (c-v)

Le turbopropulseur a un ventilateur tournant large qui prend et accélère la grande masse d'air mais seulement jusqu'à la vitesse limitée de n'importe quel avion conduit par propulseur. Quand la vitesse plate dépasse cette limite, les propulseurs n'en fournissent plus poussés (c-v < 0).

Les turboréacteurs et d'autres moteurs semblables accélèrent la masse beaucoup plus petite d'air et de carburant brûlé, mais ils l'émettent aux vitesses beaucoup plus élevées possibles avec une tuyère de Laval du De. C'est pourquoi ils conviennent aux vitesses supersoniques et plus élevées.

De l'autre côté, l'efficacité de propulsion (essentiellement efficacité énergétique ) de est la plus haute quand le moteur émet un gicleur d'échappement à une vitesse qui est identiques que la vitesse d'avion. La formule exacte, donnée dans la littérature, est = de $\backslash \; eta\; de$

\ frac {2} {1 + \ frac {c} {v}}

Les turboréacteurs à faible taux de dilution ont l'échappement mélangé des deux circulations d'air, fonctionnant à différentes vitesses (c1 et C2). La poussée d'un tel moteur est le

de
m1 (c1 - v) + m2 (C2 - v)

là où m1 et m2 sont les masses d'air, étant soufflé les des deux échappements. De tels moteurs sont efficaces aux vitesses inférieures, que les gicleurs purs, mais à des vitesses plus élevées que les arbres à turbine et les propulseurs en général. Par exemple, à l'attitude de 10 kilomètres, les arbres à turbine sont à environ le 0.4 mach le plus efficace, les turboréacteurs à faible taux de dilution deviennent à environ un 0.75 mach plus efficace et les gicleurs vrais entrent en vigueur en tant que moteurs mélangés d'échappement quand la vitesse approche 1 mach - la vitesse du bruit.

Les moteurs-fusées Sont plus adaptés pour des vitesses et des altitudes. À n'importe quelle commande de puissance donnée, la poussée et l'efficacité d'un moteur de fusée s'améliore légèrement avec l'augmentation de l'altitude (parce que la contre-pression tombe poussée nette de ce fait croissante à l'avion de sortie de bec), tandis qu'avec un turboréacteur (ou turboréacteur) la densité en baisse d'air écrivant la prise (et les gaz chauds partant du bec) fait diminuer la poussée nette avec l'augmentation de l'altitude. Les moteurs-fusées Sont plus efficaces que même des scramjets au-dessus rudement du mach 15.

Turboréacteurs

voient également :

du turboréacteur

Un turboréacteur est un type de moteur à combustion interne employé souvent pour propulser les avions . De l'air est dessiné dans le compresseur tournant par l'intermédiaire de la prise et est comprimé, par les étapes successives, à une pression plus élevée avant d'entrer dans la chambre de combustion. Le carburant est mélangé à l'air comprimé et mis à feu par la flamme dans le remous d'un stabilisateur de flamme . Ce processus de la combustion soulève de manière significative la température et le volume d'air. Les produits chauds de combustion laissant la chambre de combustion augmentent par une turbine de gaz, où la puissance est extraite de conduire le compresseur. Ce processus d'expansion réduit la température et la pression de gaz mais du suffisamment de carburant est brûlé de sorte que les deux paramètres soient toujours habituellement bien au-dessus des conditions ambiantes à la sortie de la turbine. Le jet de gaz est alors augmenté à la pression ambiante par l'intermédiaire d'un bec propulsif, produisant un gicleur de vitesse élevée comme échappement. Si la vitesse de gicleur dépasse la vitesse de vol d'avions, il y a une poussée vers l'avant nette sur le fuselage.

Dans des circonstances normales, le pompage du compresseur empêche n'importe quel refoulement, de ce fait facilitant le processus à débit continu du moteur. En effet, le processus complet est semblable à un cycle à quatre temps , mais avec l'induction, la compression, l'allumage, l'expansion et l'échappement ayant lieu simultanément, mais dans différentes sections du moteur. L'efficacité d'un réacteur dépend fortement du rapport global (pression de pression de d'entrée de chambre de combustion/pression livraison de prise) et de la température d'admission de turbine du cycle.

Il est également peut-être instructif pour comparer des turboréacteurs aux moteurs de propulseur. Les turboréacteurs prennent une masse relativement petite d'air et l'accélèrent par un grand nombre, tandis qu'un propulseur prend une grande masse d'air et l'accélère par un peu. L'échappement à grande vitesse d'un turboréacteur le rend efficace aux vitesses (particulièrement vitesses supersoniques ) et aux hautes altitudes. Sur des avions plus lents et ceux requis pour piloter les étapes courtes, une turbine à gaz - le moteur actionné du propulseur , généralement connu sous le nom de turbopropulseur , est plus commun et beaucoup plus efficace. Les moteurs à piston conventionnels de d'avions d'utilisation très petite généralement pour conduire un propulseur mais de petits turbopropulseurs deviennent plus petits comme machinant la technologie s'améliore.

Le turboréacteur décrit ci-dessus est une conception de simple-bobine, dans laquelle un axe simple relie la turbine au compresseur. Des conceptions globales plus élevées de rapport de pression ont souvent deux axes concentriques du , pour améliorer la stabilité de compresseur pendant les mouvements de commande de puissance de moteur. Cette bobine (HP) à haute pression comprend l'axe à haute pression externe qui relie le compresseur à haute pression à la turbine à haute pression. Cette HP bobinent, avec la chambre de combustion, les formes le noyau ou le générateur de gaz du moteur. Un axe intérieur dans l'axe de HP relie le compresseur de basse (LP) pression à la turbine de LP pour créer la bobine de LP. Les deux bobines sont libres pour utiliser à leur vitesse optima d'axe. (le Concorde a employé ce type).

Réacteurs à double flux

voient également :

Turboréacteur

La plupart des réacteurs modernes sont réellement des turboréacteurs, où le compresseur de basse pression agit en tant que ventilateur, fournissant l'air suralimenté non seulement au noyau de moteur, mais à un conduit de déviation. Le flux d'air de déviation passe « à un bec froid » séparé ou se mélange aux gaz d'échappement de turbine de basse pression, avant l'expansion par « a mélangé le bec d'écoulement ».

Des turboréacteurs sont employés pour des avions de ligne parce qu'ils donnent une vitesse d'échappement qui est meilleure assortie à la vitesse du vol de l'avion de ligne subsonique, les turboréacteurs conventionnels produisent d'un échappement qui finit vers le haut le déplacement très rapide vers l'arrière, et de cette énergie de pertes. En émettant l'échappement de sorte qu'elle finisse vers le haut le déplacement plus lentement, une meilleure consommation de carburant est réalisée. En outre, la vitesse inférieure d'échappement donne le bruit beaucoup inférieur.

Dans les années 60 il y avait peu de différence entre les réacteurs civils et militaires, indépendamment de l'utilisation de la postcombustion dans quelques applications (supersoniques). Les turboréacteurs civils ont aujourd'hui une basse vitesse d'échappement (poussée spécifique - poussée nette de bas divisée par le flux d'air) pour garder le bruit de gicleur à un minimum et pour améliorer le rendement du carburant. En conséquence le rapport (écoulement de déviation de de déviation divisé par débit dans le coeur) est relativement haut (les rapports à partir de 4:1 jusqu'au 8:1 sont communs). Seulement une étape simple de ventilateur est exigée, parce qu'une basse poussée spécifique implique un bas rapport de pression de ventilateur.

Les turboréacteurs militaires d'aujourd'hui, cependant, ont une poussée spécifique relativement élevée, pour maximiser la poussée pour un secteur frontal donné, bruit de gicleur étant concerné moins dans à utilisations civiles relatives d'utilisations de militaires. Les ventilateurs à plusieurs étages sont normalement nécessaires pour atteindre le rapport relativement élevé de pression de ventilateur requis pour la poussée spécifique élevée. Bien que les températures élevées d'admission de turbine soient souvent utilisées, le rapport de déviation tend à être bas, habituellement sensiblement plus moins de 2.

Une équation approximative pour calculer la poussée nette d'un réacteur, que ce soit un turboréacteur ou un turboréacteur mélangé, est :

= de $F\_n\; \backslash \; point\; \{m\}\; (V\_\; \{jfe\}\; -)\; de\; V\_a\; \backslash ,$

là où :

= de $\backslash \; point\; \{m\}\; \backslash ,\; taux\; del\text{'}écoulementde\; la\; masse\; de\; de\; prise\; de$

= de $V\_\; \{jfe\}\; \backslash ,$ a entièrement augmenté la vitesse de gicleur (dans la traînée d'échappement)

= de $V\_a\; \backslash ,\; vitesse\; de\; vol\; d\text{'}avions\; de$

Tandis que le $\backslash \; point\; \{m\}.\; V\_\; \{\}\; de\; jfe\; \backslash ,\; la\; limite\; de$ représente la poussée brute du bec, le $\backslash \; point\; \{m\}.\; V\_a\; \backslash ,\; limite\; de$ représente la drague de RAM de la prise.

Composants importants

Les composants principaux d'un réacteur sont semblables à travers les différents types principaux de moteurs, bien que non tous les types de moteur aient tous les composants. Les parties incluent :
section froide de de

:
Entrée d'air de (admission) - l'armature de référence standard pour un réacteur est l'avion lui-même. Pour les avions subsoniques, l'entrée d'air à un réacteur ne présente aucune difficulté spéciale, et consiste essentiellement en une ouverture qui est conçue pour réduire au minimum la drague, comme avec n'importe quel autre composant d'avions. Cependant, l'air atteignant le compresseur d'un réacteur normal doit voyager au-dessous de la vitesse du bruit, même pour les avions supersoniques, pour soutenir les mécanismes d'écoulement des lames de turbine de compresseur et de turbines. Aux vitesses de vol supersonique, les ondes de choc forment dans le système de prise et ramènent la pression récupérée à l'admission au compresseur. Tellement quelques prises supersoniques utilisent des dispositifs, tels qu'un cône ou une rampe, pour augmenter le rétablissement de pression, par la fabrication d'une utilisation plus efficace du système d'onde choc.
compresseur de de ou ventilateur de de - le compresseur se compose des étapes. Chaque étape se compose des palettes qui tournent, et des redresseurs qui restent stationnaires. Car l'air est plus profond dessiné par le compresseur, sa chaleur et des augmentations de pression. De l'énergie est dérivée de la turbine (voir ci-dessous), passée le long de l'axe .
Terrain communal de :
Axe - l'axe relie la turbine au compresseur , et court la majeure partie de la longueur du moteur. Il peut y avoir autant d'en tant que trois axes concentriques, tournant aux vitesses indépendantes, avec autant d'ensembles de turbines et de compresseurs. D'autres services, comme une purge d'air frais, peuvent également fonctionner en bas de l'axe.
Section chaude de :
la chambre de combustion de de ou le peut Flameholders de ou de ou chambre de combustion - c'est une chambre où du carburant est sans interruption brûlé à l'air comprimé.
turbine de de - la turbine est une série de disques à lames qui agissent comme un moulin à vent, gagnant l'énergie des gaz chauds laissant la chambre de combustion . Une partie de cette énergie est employée pour conduire le compresseur , et dans des quelques moteurs de turbine (turbopropulseur d'IE, arbre à turbine ou réacteurs à double flux), de l'énergie est extraite par les disques additionnels de turbine et employée pour conduire des dispositifs tels que des propulseurs, des ventilateurs de déviation ou des rotors d'hélicoptère. Un type, une turbine libre , est configuré tels que le disque de turbine conduisant le compresseur tourne indépendamment des disques qui actionnent les composants externes. De l'air relativement frais, saigné du compresseur, peut être employé pour refroidir les lames de turbine et les palettes de turbines, pour les empêcher de fondre.
le dispositif de post-combustion de de ou le réchauffage (principalement R-U) de - (principalement des militaires) produit des frais supplémentaires poussés en brûlant le carburant supplémentaire, habituellement inefficacement, pour soulever de manière significative la température d'entrée de bec à l'échappement . En raison d'un plus grand débit (c. un plus faible densité) à la sortie du dispositif de post-combustion, un secteur accru d'écoulement en tuyère est exigé, pour maintenir le moteur satisfaisant s'assortissant, quand le dispositif de post-combustion est allumé.
Échappement ou bec - gaz chauds de de laissant l'échappement de moteur à la pression atmosphérique par l'intermédiaire d'un bec, être objectif de produire un gicleur de vitesse élevée. Dans la plupart des cas, le bec est convergent et de secteur fixe d'écoulement.
Tuyère supersonique - si le rapport de pression de bec (pression d'entrée de bec/pression ambiante) est très haut, pour maximiser la poussée il peut être valable, en dépit du poids additionnel, pour adapter un bec convergent-divergent (de Laval). Car le nom suggère, au commencement ce type de bec est convergent, mais au delà de la gorge (le plus petit secteur d'écoulement), les débuts de secteur d'écoulement pour augmenter pour former la partie divergente. L'expansion à la pression atmosphérique et à la vitesse supersonique de gaz continue en aval de la gorge, tandis que dans un bec convergent l'expansion au delà de la vitesse sonique se produit extérieurement, dans la traînée d'échappement. L'ancien processus est plus efficace que ce dernier.

Les divers composants appelés ci-dessus ont des contraintes sur la façon dont ils sont remontés pour produire de la plupart d'efficacité ou d'exécution. L'exécution et l'efficacité d'un moteur peuvent ne jamais être isolement rentré ; l'efficacité par exemple de carburant/distance d'un réacteur supersonique maximise à environ le mach 2, tandis que la drague pour le véhicule le portant augmente à mesure qu'un quadratique et a la drague beaucoup supplémentaire dans la région transsonique. Le rendement du carburant le plus élevé pour le véhicule global est ainsi typiquement au mach ~0.

Pour l'optimisation de moteur pour son usage prévu, importante voici la conception d'entrée d'air, la taille globale, le nombre des étapes de compresseur (ensembles de lames), le type de carburant, le nombre d'étapes d'échappement, la métallurgie des composants, la quantité d'air de dilution utilisée, où l'air de dilution est présenté, et beaucoup d'autres facteurs. Par exemple, nous laisser considèrent la conception de l'entrée d'air.

Entrées d'air

Le voient également : Cône d'admission de

Admissions subsoniques

Les prises pitot du sont le type dominant pour des applications subsoniques. Une admission pitot subsonique est peu plus qu'un tube avec un capot aérodynamique autour de elle.

À la vitesse anémométrique zéro (c., repos), l'air approche la prise d'une multitude de directions : de directement en avant, radialement, ou même par derrière le plan de la lèvre de prise.

À de basses vitesses anémométriques, le streamtube approchant la lèvre est plus grand dans la section transversale que le secteur d'écoulement de lèvre, tandis qu'au nombre de mach de vol de conception de prise les deux secteurs d'écoulement sont égaux. Aux vitesses élevées de vol le streamtube est plus petit, avec de l'air excessif se renversant au-dessus de la lèvre.

Commençant environ 0.85 mach, les ondes chocs peuvent se produire pendant que l'air accélère par la gorge de prise.

Radiusing soigneux de la région de lèvre est exigé pour optimiser le rétablissement de pression de prise (et la déformation) dans toute l'enveloppe de vol.

Entrées d'air supersoniques

Les prises supersoniques que le choc d'exploit salue ralentissent le flux d'air à un état subsonique à l'entrée de compresseur.

Il y a fondamentalement deux formes d'ondes chocs :

1) Perpendiculaire normale de mensonge d'ondes chocs à la direction de l'écoulement. Celles-ci forment les avants pointus et choquent l'écoulement aux vitesses subsoniques. Au microscope les molécules d'air s'écrasent contre la foule subsonique des molécules comme d'alpha ondes chocs normales des rayons tendent à causer une grande baisse dans la pression génératrice . Fondamentalement, plus le nombre de mach supersonique d'entrée à une onde choc normale est haut, plus le nombre de mach subsonique de sortie est inférieur et plus est fort le choc (c. plus la perte dans la pression génératrice à travers l'onde choc) est grande.

2) Des ondes chocs coniques (à trois dimensions) et obliques (2D) sont pêchées à l'arrière, comme la vague d'arc sur un bateau ou un bateau, et rayonnent d'une perturbation d'écoulement telle qu'un cône ou une rampe. Pour un nombre de mach donné d'admission, elles sont plus faibles que l'onde choc et, bien que l'écoulement ralentisse, lui normale équivalents reste supersonique partout. Les ondes chocs coniques et obliques tournent l'écoulement, qui continue dans la nouvelle direction, jusqu'à ce qu'une autre perturbation d'écoulement soit produite en aval.

Note : Les commentaires formulés concernant 3 ondes chocs coniques dimensionnelles, s'appliquent généralement également aux 2D ondes chocs obliques.

Une version pointu-labiée de la prise pitot, décrite ci-dessus pour des applications subsoniques, se comporte tout à fait bien aux vitesses modérées de vol supersonique. Une onde choc normale isolée forme juste en avant de la lèvre de prise et « choque » l'écoulement vers le bas à une vitesse subsonique. Cependant, à mesure que la vitesse de vol augmente, l'onde choc devient plus forte, entraînant une plus grande diminution de pourcentage de pression génératrice (c. un rétablissement plus pauvre de pression). Un combattant supersonique tôt des USA, le F-100 Sabre superbe , a employé une telle prise.

Des prises supersoniques plus avancées, à l'exclusion des pitots :

a) exploiter une combinaison du choc conique wave/s et un choc normal saluent améliorent le rétablissement de pression aux vitesses élevées de vol supersonique. Le choc conique wave/s sont employés pour ramener le nombre de mach supersonique à l'entrée à l'onde choc normale, réduisant de ce fait les pertes de choc globales résultantes.

b) avoir un nombre de mach de vol de choquer-sur-lèvre de conception, où interception conique/oblique du choc wave/s la lèvre de capot, de ce fait en permettant au secteur de capture de streamtube d'égaler le secteur de lèvre de prise. Cependant, au-dessous du nombre de mach de vol de choquer-sur-lèvre, l'onde choc angle/s sont moins oblique, entraînant la ligne profilée approchant la lèvre à guider par la présence du cône/de rampe. En conséquence, le secteur de capture de prise est moins que le secteur de lèvre de prise, qui réduit le flux d'air de prise. Selon les caractéristiques de flux d'air du moteur, il peut être souhaitable d'abaisser l'angle de rampe ou de déplacer le cône à l'arrière pour refocaliser les ondes de choc sur la lèvre de capot pour maximiser le flux d'air de prise.

c) sont conçus pour avoir un choc normal dans la canalisation en aval de la lèvre de prise, de sorte que l'écoulement à l'entrée de compresseur/ventilateur soit toujours subsonique. Cependant, si le moteur est étranglé en arrière, il y a une réduction du flux d'air corrigé du compresseur/de ventilateur de LP, mais (aux conditions supersoniques) le flux d'air corrigé à la lèvre de prise reste constant, parce qu'il est déterminé par l'incidence de nombre et de prise de mach de vol/lacet. Cette discontinuité est surmontée par le choc normal se déplaçant à une section inférieure dans la canalisation, pour diminuer le nombre de mach à l'entrée à l'onde de choc. Ceci affaiblit l'onde de choc, améliorant le rétablissement global de pression de prise. Ainsi, la constante absolue de séjours de flux d'air, tandis que le flux d'air corrigé à l'entrée de compresseur tombe (en raison d'une pression plus élevée d'entrée). Le flux d'air excessif de prise peut également être vidé par dessus bord ou dans le dispositif d'échappement, pour empêcher ondes chocs coniques/obliques troublé par le choc normal étant trop loin vers l'avant forcé par l'étranglement de moteur. Beaucoup de chasseurs supersoniques de deuxième génération ont comporté un cône d'admission de , qui a été employé pour former l'onde choc conique. Ce type de cône d'admission est clairement vu très à l'avant de la foudre électrique anglaise et des avions du MiG-21 , par exemple.

La même approche peut être employée pour des entrées d'air montées au côté du fuselage, où demi de cône atteint le même objectif avec une entrée d'air semi-circulaire, comme vu sur le F-104 Starfighter et CCB TSR-2 .

Quelques prises sont le biconique ; c'est elles comportent deux surfaces coniques : le premier cône est complété par un deuxième, la surface moins oblique et conique, qui produit d'une onde de choc conique supplémentaire, rayonnant de la jonction entre les deux cônes. Une prise biconique est habituellement plus efficace que la prise conique équivalente, parce que le nombre de mach d'entrée au choc normal est réduit par la présence de la deuxième onde choc conique.

Une prise conique très sophistiquée a été décrite sur le Pratt et Whitney J58s de s de SR-71 le 'qui pourraient déplacer une transitoire conique longitudinalement dans le fuseau-moteur, empêchant l'onde de choc formée sur la transitoire d'entrer dans le moteur et de caler le moteur, tout en le maintenant assez étroit pour donner la bonne compression. Les cônes mobiles sont rares.

Une conception plus sophistiquée que des cônes est de pêcher la prise de sorte qu'un de ses bords forme une rampe. Une onde de choc oblique formera au début de la rampe. La série de siècle de de gicleurs des USA a comporté plusieurs variantes de cette approche, habituellement avec la rampe au bord vertical externe de la prise, qui a été alors pêchée en arrière vers l'intérieur vers le fuselage. Les exemples typiques incluent le fantôme du F-105 Thunderchief et du F-4 de République.

Plus tard ceci a évolué de sorte que la rampe ait été au bord horizontal supérieur plutôt que le bord vertical externe, avec un angle prononcé en bas et à l'arrière. Cette conception a simplifié la construction des prises et a permis l'utilisation des rampes variables de commander le flux d'air dans le moteur. La plupart des conceptions depuis le début des années soixante comportent maintenant ce modèle de prise, par exemple le Tomcat du F-14, la tornade de Panavia de et le Concorde .

D'un autre point de vue, comme dedans une tuyère supersonique que le a corrigé (ou) l'écoulement non dimensionnel doit être le même à la lèvre de prise, à la gorge de prise et à la turbine. L'un de ces trois peut être fixe. Pour des admissions la gorge est faite à variable et de l'air est dévié autour de la turbine et directement introduit dans le dispositif de post-combustion. À la différence dedans d'un bec l'admission est instable ou inefficace, parce qu'une onde choc normale dans la gorge se déplaceront soudainement à la lèvre, augmentant la pression à la lèvre, menant à la drague et réduisant de ce fait le rétablissement de pression, menant à la montée subite de turbine et la perte d'un SR-71 .

Compresseurs

Les compresseurs axiaux se fondent sur les lames de rotation qui ont des profils aérodynamiques, semblables aux ailes d'avion. Comme avec l'avion s'envole en quelques conditions que les lames peuvent caler. Si ceci se produit, le flux d'air autour du compresseur calé peut direction d'inversion violemment. Chaque conception d'un compresseur a une carte associée d'opération de flux d'air contre la vitesse de rotation pour des caractéristiques particulières à ce type (voir le compresseur de tracer ).

À un état donné de commande de puissance, le compresseur fonctionne quelque part suivant la ligne courante équilibrée. Malheureusement, cette ligne d'opération est déplacée pendant les coupures. Beaucoup de compresseurs sont équipés du du l'anti-blocage des systèmes sous forme de bandes de soutirage ou de redresseurs de géométrie variable pour diminuer la probabilité de la montée subite. Une autre méthode est de couper le compresseur en deux unités ou plus, fonctionnant sur les axes concentriques séparés.

Une autre considération de conception est le chargement moyen d'étape. Ceci peut être maintenu à un niveau sensible en augmentant le nombre d'étapes de compression (plus de poids/coûté) ou de la vitesse moyenne de lame (plus d'effort de lame/disque).

Bien que les grands compresseurs d'écoulement soient habituellement tout-axiaux, les étapes arrière sur de plus petites unités sont trop petites pour être robustes. En conséquence, ces étapes sont souvent remplacées par une unité centrifuge simple. Les compresseurs très petits d'écoulement utilisent souvent deux compresseurs centrifuges, reliés en série. Bien qu'en isolation centrifuge les compresseurs sont capables du fonctionnement aux rapports tout à fait à haute pression (par exemple 10 : 1), considérations d'effort de roue à aubes limitent le rapport de pression qui peut être utilisé dans les cycles globaux élevés de moteur de rapport de pression.

Le rapport global croissant de pression implique soulever la température à haute pression de sortie de compresseur. Ceci implique une vitesse à haute pression plus élevée d'axe, pour maintenir le nombre de mach de bout de lame de la donnée sur l'étape de compresseur arrière. Souligner les considérations, cependant, peut limiter l'augmentation de vitesse d'axe, causant la commande de puissance-en arrière originale de compresseur aérodynamiquement à un rapport de plus basse pression que des informations.

Chambres de combustion

Le grand soin doit être pris pour maintenir la flamme brûler dans un courant d'air modérément rapide, à tous les états de commande de puissance, aussi efficacement comme possible. Puisque la turbine ne peut pas résister aux températures stoechiométriques du , résultant du processus optimum de combustion, une partie d'air de compresseur est employée pour éteindre la température de sortie de la chambre de combustion à un niveau acceptable. De l'air utilisé pour la combustion est considéré flux d'air primaire, alors que de l'air excessif utilisé pour se refroidir s'appelle le flux d'air secondaire. Les configurations de chambre de combustion incluent peuvent, annulaire, et pouvoir-annulaire.

Turbines

Puisqu'une turbine augmente de la haute à la basse pression, il n'y a aucune une telle chose comme la montée subite ou la stalle de turbine. La turbine a besoin de moins d'étapes que le compresseur, principalement parce que la température plus élevée d'admission réduit le deltaT/T (et de ce fait le rapport de pression) du processus d'expansion. Les lames ont plus de courbure et les vitesses de jet de gaz sont plus hautes.

Les concepteurs doivent, cependant, empêcher les lames de turbine et les palettes de turbines de fondre dans très une température et soumettre à une contrainte l'environnement. En conséquence l'air de purge extrait à partir du système de compression est employé souvent pour refroidir les lames de turbine de turbines/palettes intérieurement. D'autres solutions sont les matériaux améliorés par et/ou les enduits isolants spéciaux . Les disques doivent être particulièrement formés pour résister aux efforts énormes imposés par les lames tournantes. Ils prennent la forme d'impulsion, de réaction, ou de formes d'impulsion-réaction de combinaison. Les matériaux améliorés aident à garder le disque pour peser vers le bas.

Turbopompes

voient également :

la turbopompe

Les turbopompes sont des pompes centrifuges qui sont tournées par des turbines à gaz et sont utilisées pour soulever la pression de propulseur au-dessus de la pression dans la chambre de combustion de sorte qu'elles puissent être injectées et brûlées. Les turbopompes sont très utilisées généralement avec des fusées, mais des statoréacteurs et les turboréacteurs également ont été connus pour les employer.

Dispositifs de post-combustion (réchauffage)

voient également :

du dispositif de post-combustion En raison des limitations de température avec les turbines à gaz, réacteurs ne pas consommer tout l'oxygène dans le ciel («  Stochiometric de course "). Les dispositifs de post-combustion brûlent l'oxygène restant après sortie des turbines, mais font habituellement tellement inefficacement en raison des basses pressions existant à la présente partie du réacteur ; toutefois cette poussée de gains, qui peut être utile.

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Le premier objectif d'un bec est d'augmenter le jet d'échappement à la pression atmosphérique, et la façonne en un gicleur à grande vitesse pour propulser le véhicule. Si le gicleur entièrement augmenté a une vitesse plus élevée que la vitesse anémométrique de l'avion, il y aura une poussée vers l'avant sur le fuselage.

Des becs convergents simples sont employés sur beaucoup de réacteurs. Si le rapport de pression de bec est au-dessus de la valeur critique (environ 1.8 : 1) un bec convergent obstruera, ayant pour résultat une partie de l'expansion à la pression atmosphérique ayant lieu en aval de la gorge (c. le plus petit secteur d'écoulement), dans le sillage de gicleur. Bien qu'une grande partie de la poussée brute produite soit toujours de l'élan de gicleur, additionnel (pression) poussé viendra du déséquilibre entre la pression statique de gorge et la pression atmosphérique.

Beaucoup de moteurs militaires de combat incorporent un dispositif de post-combustion (ou le réchauffage) dans le dispositif d'échappement de moteur. Quand le système est allumé, le secteur de col de tuyère doit être augmenté, pour adapter au débit supplémentaire d'échappement, de sorte que les turbomachines ignorent que le dispositif de post-combustion soit Lit. Un secteur de gorge variable est réalisé en déplaçant une série de pétales de recouvrement, qui rapprochent la section transversale circulaire de bec.

Aux rapports élevés de pression de bec, la pression de sortie est souvent au-dessus d'ambiant et une grande partie de l'expansion aura lieu en aval de un bec convergent, qui est inefficace. En conséquence, quelques réacteurs (notamment fusées) incorporent une tuyère convergente-divergente, pour permettre à la majeure partie de l'expansion d'avoir lieu contre l'intérieur d'un bec pour maximiser la poussée. Cependant, à la différence du bec d'escroquer-Di fixe par employé sur un moteur conventionnel de fusée, quand un tel dispositif est utilisé sur un turboréacteur ce doit être un dispositif complexe de géométrie variable, pour faire face à la grande variation dans le rapport de pression de bec produit en vol et l'étranglement de moteur. Ce des accroissements plus ultérieurs le poids et le coût d'une telle installation.

Le plus simple des deux est le bec d'éjecteur de , qui crée un bec efficace par un flux d'air secondaire et des pétales à ressort. Aux vitesses subsoniques, le flux d'air resserre l'échappement à une forme convergente. Pendant que l'avion accélère, les deux becs dilatent, qui permet à l'échappement de former une forme convergente-divergente, expédiant les gaz d'échappement après le mach 1. Des moteurs plus complexes peuvent réellement employer un flux d'air tertiaire pour réduire le secteur de sortie aux vitesses très basses. Les avantages du bec d'éjecteur sont simplicité et fiabilité relatives. Les inconvénients sont l'exécution moyenne (comparée à l'autre type de bec) et dus relativement à forte traînée au flux d'air secondaire. Les avions notables avoir utilisé ce type de bec incluent le SR-71 , le Concorde , le F-111 , et le Saab Viggen

Que une plus haute performance, il est emploie un bec d'iris de . Ce type emploie recouvrant, " hydrauliquement réglable ; petals" ;. Bien que plus complexe que le bec d'éjecteur, il ait le flux d'air de performance sensiblement plus haute et de lissoir. En soi, il est utilisé principalement sur les combattants à rendement élevé tels que le F-14 , le F-15 , F-16 , cependant est également employé dans les bombardiers à grande vitesse tels que le B-1B . Un certain bec moderne d'iris ont en plus la capacité de changer l'angle de la poussée (voir le pousser diriger ).

Les moteurs de Rocket de utilisent également les tuyères convergentes-divergentes, mais ceux-ci sont habituellement de la géométrie fixe, pour réduire au minimum le poids. En raison des rapports beaucoup plus élevés de pression de bec éprouvés, les becs d'escroquer-Di de moteur de fusée ont un rapport beaucoup plus grand de secteur (sortie/gorge) que ceux adaptés aux réacteurs.

À l'autre extrémité, une certaine utilisation civile élevée des turboréacteurs du rapport de déviation de extrêmement - un bas rapport de secteur (rapport de plus moins de 1.01 secteur), convergent-divergent, bec sur le jet de déviation (ou échappement mélangé), de commander la ligne fonctionnante de ventilateur. Le bec agit comme si il a la géométrie variable. À de basses vitesses de vol le bec unchoked (moins qu'un nombre de mach d'unité), ainsi le gaz d'échappement accélère pendant qu'il approche la gorge et puis ralentit légèrement pendant qu'il atteint la section divergente. En conséquence, les commandes de secteur de sortie de bec l'allumette de ventilateur et, étant plus grandes que la gorge, tire la ligne fonctionnante de ventilateur légèrement à partir de la montée subite. À des vitesses plus élevées de vol, l'élévation de RAM de la prise augmente le rapport de pression de bec au point où la gorge devient obstruée (M=1. Dans ces circonstances, le secteur de gorge dicte l'allumette de ventilateur et être plus petit que la sortie pousse la ligne fonctionnante de ventilateur légèrement vers la montée subite. Ce n'est pas un problème, puisque la marge de montée subite de ventilateur est bien mieux aux vitesses élevées de vol.

Inverseurs de poussée

voient également :

l'inversion de poussée Ces l'des ou l'autre se composent des tasses qui balancent à travers l'extrémité du bec et braquent la poussée de gicleur expédient (comme dans le DC-9), ou ils sont deux panneaux derrière le capot qui glissent en arrière et renversé seulement la poussée de ventilateur (le ventilateur produit la majorité de la poussée). C'est le cas sur beaucoup de porteurs tels que les 747, C-17, KC-135, etc.

Systèmes de refroidissement

Tous les réacteurs exigent le gaz à hautes températures pour la bonne efficacité, typiquement réalisé en brûlant le carburant d'hydrocarbure ou d'hydrogène. Les températures de combustion peuvent être aussi hautes que 3500K (5841F), au-dessus du point de fusion de la plupart des matériaux.

Des systèmes de refroidissement sont utilisés pour garder la température des pièces pleines au-dessous de la température d'échec.

Systèmes pneumatiques

Un complexe autour de chambre de combustion et est injecté dans la jante du disque tournant de turbine. L'air de refroidissement traverse alors les passages complexes dans les lames de turbine de turbines. Après avoir enlevé la chaleur du matériel de lame, l'air (maintenant assez chaud) est exhalé, par l'intermédiaire des trous de refroidissement, dans le jet principal de gaz. L'air de refroidissement pour les palettes de turbine subit un processus semblable.

Le refroidissement du bord d'attaque de la lame peut être difficile, parce que la pression de l'intérieur d'air de refroidissement juste le trou de refroidissement peut ne pas être beaucoup différente de celle du jet approchant de gaz. Une solution est d'incorporer un couvercle sur le disque. Ceci agit en tant qu'un compresseur centrifuge pour pressuriser l'air de refroidissement avant lui entre dans la lame. Une autre solution est d'utiliser un joint ultra-efficace de jante de turbine pour pressuriser le secteur où l'air de refroidissement passe à travers au disque tournant.

Des joints sont utilisés pour empêcher la fuite d'huile, pour commander l'air pour se refroidir et pour empêcher des circulations d'air parasites dans des cavités de turbine.

Une série de joints (par exemple de labyrinthe) permet à un petit écoulement de l'air de purge de laver le disque de turbine pour extraire la chaleur et, en même temps, pour pressuriser le joint de jante de turbine, pour empêcher les gaz chauds écrivant la pièce intérieure du moteur. D'autres types de joints sont hydrauliques, la brosse, le carbone etc.

De petites quantités d'air de purge de compresseur sont également employées pour refroidir l'axe, les montures de turbine, etc. De l'air est également employé pour garder la température des murs de chambre de combustion au-dessous de critique. Ceci est fait using les airholes primaires et secondaires qui permettent à une couche mince d'air de couvrir les murs intérieurs de la chambre empêchant le chauffage excessif.

La température de sortie dépend de la limite supérieure de la température de turbine selon le matériel. La réduction de la température empêchera également la fatigue et par conséquent l'échec thermiques. Les accessoires peuvent également avoir besoin de leurs propres systèmes de refroidissement using l'air du compresseur ou de l'air d'extérieur.

De l'air des étapes de compresseur est également employé pour le chauffage du ventilateur, anti-givrage de fuselage et pour la chaleur de carlingue. De quelle étape est saigné dépend des conditions atmosphériques à cette altitude.

Installation carburant

Indépendamment de fournir le carburant au moteur, l'installation carburant est également employée pour commander les vitesses de propulseur, le flux d'air de compresseur et l'huile de lubrification fraîche. Du carburant est habituellement présenté par un pulvérisateur pulvérisé, la quantité dont est commandé automatiquement selon le taux de flux d'air.

Ainsi la séquence d'opérations pour augmenter poussée est, la commande de puissance s'ouvre et de la pression de jet de carburant est augmentée, augmentant la quantité du combustible étant brûlé. Ceci signifie que les gaz d'échappement sont plus chauds et ainsi sont éjectés à une accélération plus élevée, que les moyens qu'ils exercent des forces plus élevées et augmentent donc la poussée de moteur directement. Il augmente également l'énergie extraite par la turbine qui conduit le compresseur encore plus rapidement et tellement il y a une augmentation en air coulant dans le moteur aussi bien.

Évidemment, c'est le taux de la masse du flux d'air ce des sujets puisque c'est les changements le des moments (vitesse de masse de x) qui produit la force. Cependant, la densité varie avec l'altitude et par conséquent l'apport de la masse variera également avec l'altitude, la température etc. qui signifie que les valeurs de commande de puissance varieront selon tous ces paramètres sans les changer manuellement.

C'est pourquoi l'écoulement de combustible est commandé automatiquement. Habituellement il y a 2 systèmes, un pour commander la pression et l'autre de commander l'écoulement. Les entrées sont habituellement de pression et la température sonde de la prise et à de divers points par le moteur. Étrangler également les entrées, la vitesse de moteur etc. Celles-ci affectent la pompe à essence à haute pression.

Boîtier de commande de carburant (FCU)

Cet élément est quelque chose comme un ordinateur mécanique. Il détermine le rendement de la pompe à essence par un système des valves qui peuvent changer la pression employée pour causer la course de pompe, variant de ce fait la quantité d'écoulement.

Prendre la possibilité d'altitude accrue où il y aura pression réduite d'entrée d'air. Dans ce cas-ci, la chambre dans le FCU augmentera qui fait saigner la valve de flaque plus de carburant. Ceci fait fournir la pompe moins de carburant jusqu'à ce que la pression de opposition de chambre soit équivalente à la pression atmosphérique et la valve de flaque retourne dans sa position.

Quand la commande de puissance est ouverte, elle libère c. diminue la pression qui laisse la valve de commande de puissance tomber. La pression est transmise (en raison d'une valve de contre-pression c. aucuns entrefers dans l'écoulement de combustible) qui ferme les valves de flaque de FCU (pendant qu'elles s'appellent généralement) qui alors augmente la pression et cause un débit plus élevé.

Le gouverneur de vitesse de moteur est utilisé pour empêcher le moteur de dépasser la limitation de vitesse. Il a les possibilités de négliger la commande de FCU. Il fait ceci au moyen d'un diaphragme qui sent la vitesse de moteur en termes de pression centrifuge provoquée par le rotor tournant de la pompe. À une valeur critique, ce diaphragme fait ouvrir et saigner une autre valve de flaque loin l'écoulement de combustible.

Il y a d'autres manières de commander l'écoulement de combustible par exemple avec la manette de puissance d'amortisseur. La commande de puissance a une vitesse qui engrène avec la soupape de commande (comme un support et un pignon) la faisant glisser le long d'un cylindre qui a des ports à de diverses positions. Déplaçant la commande de puissance et par conséquent glissant la valve le long du cylindre, ouvre et ferme ces ports comme conçu. Il y a réellement 2 valves à savoir la commande de puissance et la soupape de commande. La soupape de commande est utilisée pour commander la pression d'un côté de la valve de commande de puissance tels qu'elle donne la bonne opposition à la pression de commande de commande de puissance. Elle fait ceci en commandant la sortie de carburant du cylindre.

Tellement par exemple, si la valve de commande de puissance est relevée pour laisser plus de carburant dedans, il signifiera que la valve de commande de puissance est entrée dans une position qui permet à plus de carburant de traverser et de l'autre côté, les orifices de refoulement required sont ouvertes pour garder l'équilibre de pression de sorte que la manette de puissance reste où elle est.

À l'accélération initiale, plus de carburant est exigé et l'unité est adaptée pour permettre à plus de carburant de couler en ouvrant d'autres ports à une position particulière de commande de puissance. Des changements de la pression de l'altitude extérieure d'air c., de la vitesse des avions etc. sont sentis par une capsule d'air.

Pompe à essence

Des pompes à essence sont employées pour soulever la pression de carburant au-dessus de la pression dans la chambre de combustion de sorte que le carburant puisse être injecté. Des pompes à essence sont habituellement conduites par l'axe principal, par l'intermédiaire de l'embrayage.

Les turbopompes sont très utilisées généralement avec les fusées liquide-remplies de combustible et se fondent sur l'expansion d'un gaz à bord par une turbine.

Les turbopompes de Ramjet emploient l'air dynamique augmentant par une turbine.

Système de démarrage de moteur

L'installation carburant comme expliqué ci-dessus, est l'un des 2 systèmes exigés pour mettre en marche le moteur. L'autre est l'allumage réel du mélange air/carburant dans la chambre. Habituellement, générateur auxiliaire de bord est employé pour mettre en marche les moteurs. Il a un moteur de démarreur qui a un couple élevé transmis à l'unité de compresseur. Quand la vitesse optima est atteinte, c. l'écoulement du gaz par la turbine est suffisant, les turbines succèdent. Il y a un certain nombre de différentes méthodes commençantes telles que le électrique, le hydraulique, le pneumatique etc.

Le démarreur électrique du fonctionne avec les vitesses et le plateau d'embrayage liant le moteur et le moteur. L'embrayage est utilisé pour désengager quand la vitesse optima est réalisée. Ceci est habituellement fait automatiquement. L'approvisionnement électrique est employé pour mettre en marche le moteur aussi bien que pour l'allumage. La tension est habituellement accumulée lentement pendant que le démarreur gagne la vitesse.

Un certain besoin d'avions militaires d'être commencé plus vite que les laisux électriques de méthode et par conséquent elles emploient d'autres méthodes telles qu'un démarreur de turbine. C'est une turbine d'impulsion effectuée en brûlant des gaz d'une cartouche. Elle est adaptée pour tourner le moteur et également reliée à un système automatique de débranchement. La cartouche est réglée descendent électriquement et utilisé pour tourner la turbine.

Un autre système de démarreur de turbine est presque exactement comme un petit moteur. Encore la turbine est reliée au moteur par l'intermédiaire des vitesses. Cependant, la turbine est tournée en brûlant des gaz - habituellement le carburant est le nitrate d'isopropyle stocké dans un réservoir et pulvérisé dans une chambre de combustion. Encore, il est mis à feu avec une bougie d'allumage. Tout est électriquement commandé, comme la vitesse etc.

La plupart d'avions commerciaux et de grande de militaires de transport d'avions utilisation habituellement ce qui s'appelle générateur auxiliaire de bord de de ou l'APU . C'est normalement une petite turbine à gaz. Ainsi, on pourrait indiquer que cela using un tel APU utilise une petite turbine à gaz pour commencer plus grand. De l'air à haute pression de la section de compresseur d'APU est déchargé par un système des pipes aux moteurs où on le dirige dans le système commençant. Ce " ; " prise d'air ; est dirigé dans un mécanisme pour mettre en marche le moteur tourner et pour commencer à tirer en air. Quand la vitesse tournante du moteur est suffisante pour tirer dedans assez d'air à la combustion de soutien, remplir de combustible est présenté et mis à feu. Une fois que le moteur met à feu et atteint la vitesse à vide, l'air de purge est coupé.

APU sur des avions tels que le Boeing 737 et le Airbus A320 peuvent être vus à l'arrière extrême des avions. C'est l'endroit typique pour APU sur la plupart des avions de ligne commerciales bien que certains puissent être dans la racine d'aile ( Boeing 727 ) ou le fuselage arrière ( DC-9 / MD80 ) comme les exemples et quelques transports militaires portent leurs APU dans une des cosses de train d'atterrissage principal ( C-141 ).

APU fournissent également assez de puissance de garder les lumières de carlingue, la pression et d'autres systèmes dessus tandis que les moteurs sont éteints. Les valves utilisées pour commander le flux d'air habituellement sont électriquement commandées. Elles se ferment automatiquement à une vitesse prédéterminée. En tant qu'élément de l'ordre commençant sur quelques moteurs du carburant est combiné avec de l'air fourni et brûlé au lieu d'employer juste l'air. Ceci produit habituellement plus de puissance par poids spécifique.

Habituellement APU est démarré par son propre moteur de démarreur électrique qui est coupé à la vitesse appropriée automatiquement. Quand le moteur principal commence vers le haut et atteint les bonnes conditions, cette unité auxiliaire est alors coupée et désengage lentement.

Des pompes hydrauliques peuvent également être utilisées pour mettre en marche quelques moteurs par des vitesses. Les pompes sont électriquement commandées au sol.

Une variation de ceci est APU installé dans un frelon de Boeing F/A-18 ; elle est commencée par un moteur hydraulique, que lui-même reçoit l'énergie stockée dans un accumulateur. Cet accumulateur est rechargé après que le moteur droit soit démarré et développe la pression hydraulique, ou par une pompe à main dans le puits de train d'atterrissage principal droit.

Allumage

Habituellement il y a de 2 que bougie d'allumage dans différentes positions dans le système de combustion. Une étincelle à haute tension est employée pour mettre à feu les gaz. La tension est stockée vers le haut d'un approvisionnement de basse tension fourni par le système de démarreur. Elle augmente jusqu'à la bonne valeur et est puis libérée comme étincelle de haute énergie. Selon de diverses conditions, la bougie continue à fournir des étincelles pour empêcher la combustion d'échouer si l'intérieur de flamme sort. Naturellement, au cas où la flamme sortirait, il doit y avoir disposition de rallumer. Il y a une limite d'altitude et la vitesse d'air à laquelle un moteur peut obtenir un satisfaisant rallument.

Par exemple, General Electric F404-400 emploie un allumeur pour la chambre de combustion et un pour le dispositif de post-combustion ; le circuit d'allumage pour l'A/B incorpore une sonde ultra-violette de flamme pour activer l'allumeur.

Il convient noter que la plupart des circuits d'allumage modernes fournissent assez d'énergie pour être un risque mortel si une personne est en contact avec le fil électrique quand le système est activé, ainsi la communication d'équipe est essentielle quand travaillant sur ces systèmes.

Système de lubrification

Un système de lubrification sert à assurer la lubrification des roulements et à maintenir les températures suffisamment fraîches, la plupart du temps en éliminant le frottement.

Le système de lubrification dans son ensemble devrait pouvoir empêcher le matériel étranger d'écrire l'avion, et d'atteindre les roulements, des vitesses, et d'autres pièces mobiles. Le lubrifiant doit pouvoir couler facilement aux températures relativement basses et ne pas se désagréger ou ne pas décomposer très à températures élevées.

Habituellement le système de lubrification a les sous-systèmes qui traitent individuellement la pression d'un moteur, du balayage, et d'un reniflard.

Les composants de système de pression sont un de réservoir de stockage de pétrole et de désaérateur, principal de pompe d'huile de , principal de clapet de filtre à huile de /de dérivation de filtre, de régulation de pression de valve (PRV) de , de valve de passage de l'huile cooler/by de et tuyauterie de /gicleurs.
de Habituellement l'écoulement est du réservoir à l'orifice d'admission de pompe et de PRV, pompé au filtre à huile principal ou à son réfrigérant à clapet et à huile de dérivation, puis par encore plus de filtres aux gicleurs dans les roulements.

Suivre la méthode de PRV de commande, signifie que la pression d'huile d'alimentation doit être au-dessous d'une valeur critique (habituellement commandée par d'autres valves qui peuvent couler dehors l'excédent d'huile de nouveau au réservoir si elles dépassent la valeur critique). La valve s'ouvre à une certaine pression et de l'huile est continuée entrer à un taux constant dans la chambre de roulement.

Si la vitesse de moteur augmente, la pression dans la chambre de roulement augmente également, qui signifie que la différence de pression entre l'alimentation de lubrifiant et la chambre réduit qui pourraient réduire le taux lent d'huile quand elles sont nécessaires bien plus. En conséquence, un certain PRVs peut ajuster leurs valeurs de force de ressort using ce changement de pression de la chambre de roulement proportionnellement pour garder la constante d'écoulement de lubrifiant.

Conceptions avancées

Statoréacteur/turboréacteur combinés par J-58

Le Pratt de s de SR-71 le le 'et les moteurs de Whitney J58 étaient plutôt peu communs. Ils pourraient convertir en vol d'être en grande partie un turboréacteur en être en grande partie un statoréacteur compresseur-aidé. Aux vitesses (au-dessus de mach 2.4), le moteur a utilisé des palettes de géométrie variable pour diriger l'air excessif par 6 pipes de déviation de en aval de l'étape de compresseur de quart dans le dispositif de post-combustion. 80% de la poussée de SR-71 à la vitesse a été produit de cette façon, donnant une poussée beaucoup plus élevée, améliorant l'impulsion spécifique par 10-15%, et permettant l'opération continue au mach 3. Le nom a inventé pour cette installation est le turbo-statoréacteur de .

Turboréacteurs préréfrigérés

Une idée lancée par Robert P. Carmichael en 1955 est que les moteurs remplis de combustible par hydrogène pourraient théoriquement avoir une performance beaucoup plus haute que les moteurs remplis de combustible par hydrocarbure si un échangeur de chaleur étaient employés pour refroidir l'air entrant. La basse température permet à des matériaux plus légers d'être employés, un plus haut masse-coule par les moteurs, et permet à des chambres de combustion d'injecter plus de carburant sans surchauffer le moteur.

Cette idée mène aux conceptions plausibles comme le SABRE , cela pourrait permettre la simple-étape-à-orbite, et le ATREX , qui pourrait permettre à des réacteurs d'être utilisé jusqu'aux vitesses hypersoniques et aux hautes altitudes pour des propulseurs pour des lanceurs.

Statoréacteur à propulsion nucléaire

Le projet Pluton était un statoréacteur à propulsion nucléaire, destiné à l'utilisation dans un missile de croisière . Plutôt que le carburant de combustion comme dans des réacteurs réguliers, l'air était heated using un réacteur nucléaire à hautes températures et non protégé. Ceci a soulevé l'impulsion spécifique du moteur de des quantités extraordinaires, et le statoréacteur a été prévu pour pouvoir couvrir n'importe quelle distance required aux vitesses supersoniques (mach 3 à la taille de cime d'arbre). Cependant, il n'y avait aucune manière évidente de l'arrêter une fois qu'elle avait décollé, qui est un grand inconvénient. Malheureusement, parce que le réacteur était non protégé, il était dangereux d'être dans ou autour de la trajectoire de vol du véhicule (bien que l'échappement lui-même n'était pas radioactif).

Scramjets

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du Scramjet

Les Scramjets sont une évolution des statoréacteurs qui peuvent utiliser à des vitesses beaucoup plus élevées que n'importe quel autre genre de moteur aérobie. Ils partagent une structure semblable avec des statoréacteurs, étant un tube spécial-shaped qui comprime l'air sans les pièces mobiles par la compression de RAM-air. Les Scramjets, cependant, fonctionnent avec le flux d'air supersonique par le moteur entier. Ainsi, les scramjets n'ont pas le diffuseur exigé en des statoréacteurs pour ralentir le flux d'air entrant aux vitesses subsoniques.

Les Scramjets démarrent fonctionner aux vitesses au moins du mach 4, et ont une vitesse utile maximum approximativement du mach 17. En raison de l'échauffement aérodynamique à ces vitesses, le refroidissement lance un défi aux ingénieurs.

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