103 P A R T E A A - I I - A SI STEMEDEPROPULSI E CU COMPRI MAREMECANI C 104 105 Ca p i t o l u l 2 . MOTOARE AEROREACTOARE 2.1.Generaliti Motoareleaeroreactoarereprezintsistemeaerienedepropulsiecare audrept fluiddepropulsie aerul,iarcainstalaie depropulsie,unajutajde reacie.Foradepropulsiesevaobine,nprincipal,prinreaciedirecta fluidului asupra sistemului. Din punct de vedere al comprimrii fluidului de propulsie, n sursa de energie, motoarele aeroreactoare se mpart n: Motoareaeroreactoarecucomprimaremecanicaaerului (motorul turboreactor simplu i motorul turboreactor dublu flux); Motoareaeroreactoarecucomprimaredinamicaaerului (motorul pulsoreactor, motorul statoreactor). 2.2. Motorul turboreactor simplu flux 1.1.1.Schema de principiu, elementele componente i funcionarea motorului Motorulturboreactorsimpluflux,prescurtatMTRSF,facepartedin categoriasistemelordepropulsieaeroreactoarecareaucafluiddelucrui 106depropulsieaerul.Sursadeenergieestereprezentatde12grupuri turbocompresoare, iar instalaia de propulsie este un ajutaj dereacie. Fora de propulsie se obine att prin reacie direct a fluidului, n anumite organe componente, ct i prin reacie indirect asupra altor componente auxiliare. MTRSFsecaracterizeazprinfaptulcfluiduldepropulsieal sistemuluiparticipintegrallarealizareaenergieidinsursadeenergiea motorului. Fluidul de propulsie este identic cu fluidul de lucru al sistemului. SchemadeprincipiuaMTRSF,precumielementelesale componente sunt reprezentate n figura nr. 2.1. n figur au fost marcate urmtoarele caracteristici: darF , fora de traciune n dispozitivul de admisie; CtF , fora de traciune a compresorului; arF , fora de reacie a ajutajului; TaF , fora de aciune a turbinei; carF , fora de reacie n camera de ardere; cM, debitul de combustibil; aM, debitul de aer ce intr n motor; gM, debitul de gaze de ardere. 107H 1'H 1'Motorul turboreactor simplu fluxI1II2III3' 31 2 3 3'4IV V545aMdarFctFcMca rF TaFgMarF Fig. 2.1 Motorulturboreactorsimplufluxestealctuitdinurmtoarele componente: I, dispozitivul de admisie; II, compresorul motorului; III, camera de ardere; IV, turbina; V, sistemul de evacuare. Compresoruliturbinaformeazgrupulturbocompresor.Acesta reprezintparteamobilamotorului.Celelalteelementecomponente alctuiesc partea fix sau statorul motorului. Grupul turbocompresor i camera de ardere constituie sursa de energie a motorului. I.Dispozitivuldeadmisieareroluldeafrnafluiduldepropulsie (aerul) de la viteza de zbor a aeronavei pn la o vitez la care compresorul poate funciona n condiii optime (100200) m/s. Energia cinetic a aerului aspirat este transformat, astfel, n energie potenial prin frnarea fluidului. 108Dinpunctdevederealregimuluidecurgerealaerului,prin dispozitivul de admisie, acesta poate fi: Dispozitiv de admisie subsonic; Dispozitiv de admisie transonic; Dispozitiv de admisie supersonic. Dinpunctdevederealmodificriigeometrieielementelor componente ale dispozitivului de admisie, acesta poate fi: Dispozitivdeadmisiecugeometriefixsaunereglabil (dispozitivul subsonic); Dispozitivdeadmisiecugeometrievariabilsaureglabil (dispozitivele transonice, supersonice). II. Compresorul are rolul de a comprima static fluidul de lucru pn la acelevalorialepresiuniipentrucareprocesuldeardereestestabil. Compresorultransportdebituldefluid,cupierderictmaimici,din dispozitivul de admisie n camera de ardere. Dinpunctdevederealsensuluidecurgerealfluiduluidelucru,n raportcusensulgeneraldecurgereprinsistem,compresoareleseclasific n: Compresoare axiale, n care direcia de curgere a fluidului este paralel cu axa sistemului; Compresoareradiale,undedireciadecurgereafluiduluieste perpendicular pe axa sistemului; Compresoarediagonale, n care direcia curgerii face un unghi cuprins ntre 0o i 90o cu axa de simetrie. Din punct de vedere al cmpului de fore care transfer lucrul mecanic de comprimare aerului, compresoarele pot fi: 109Compresoare aerodinamice; Compresoare centrifugale; Compresoare mixte. Dinpunctdevederealregimuluidecurgerealfluiduluidelucru (aerul),nraportcuunsistemdereferinlegatderotor,compresoarelese clasific astfel: Compresoare subsonice; Compresoare transonice; Compresoare supersonice. Dinpunctdevederealmodificriigeometrieicanaluluidelucru compresoarele se clasific n: Compresoare cu geometrie fix, nereglabile; Compresoare cu geometrie variabil, reglabile. III.Cameradeardererealizeaztransformareaenergieichimicea amesteculuiproaspt,alctuitdinaericombustibilsauaeripetrolde aviaie(kerosen)ncantitibinedeterminate,nenergietermic,nurma unuiprocesdeardereizobar.ncameradeardere,fluiduldelucruse transform calitativ din aer n gaze de ardere. Aerul, n camera de ardere, se divide n dou componente: Componenta central, primar, denumit fluxul de aer primar; Componentaexterioar,secundar,denumitfluxuldeaer secundar. Fluxuldeaerprimarsecombincucombustibilulinjectatncamera deardereasigurndunprocesdearderestoechiometric.Temperaturacare rezult, n urma procesului de ardere, pentru amestecul aerpetrol de aviaie, este de aproximativ (20002200) K. 110n urma procesului de ardere stoechiometric, rezult produse de ardere care vor trebui rcite pentru a putea traversa, n continuare, reelele turbinei. Rcireasefaceprinintermediulfluxuluisecundardeaer.Dinamestecul fluxuluisecundardeaercuproduseledeardererezultgazeledeardere. Astfel,ncameradeardere,compoziiachimicafluiduluidelucruse modific. Conform ecuaiei de continuitate g a cM M M = + ,(2.1) unde: gM reprezint debitul de gaze de ardere din camera de ardere; aM reprezint debitul de aer din camera de ardere; cM reprezint debitul de combustibil injectat n camera de ardere. Camereledeardereseclasific,dinpunctdevederefuncionali constructiv, astfel: Camere de ardere individuale; Camere de ardere inelare; Camere de ardere mixte. Dinpunctdevederealsensuluicurgeriifluiduluiprincamerade ardere, acestea se clasific n: Camere de ardere n echicurent unde direcia i sensul curgerii fluidului sunt identice cu cele ale curgerii prin sistem; 111Camere de ardere n contracurent; Cameredeardereradialencaredireciacurgeriifluidului coincidecudireciaradialacamerei.Modelulpermiteproiectareaunor motoare de dimensiuni mici. Dinpunctdevederealregimuluidecurgerealfluiduluiprincamera deardereacesteasunt,ngeneral,cameredearderesubsonice,deoarece viteza de ardere a amestecului este M 0.1. Dinpunctdevederealmodificriigeometrieicamereideardere, acestea se clasific n: Camere de ardere cu geometrie fix, nereglabile; Camere de ardere cu geometrie variabil, reglabile. IV. Turbina transform energia termic a gazelor de ardere n energie cineticpecareapoioconvertetenlucrumecanicnecesarantrenrii compresorului i agregatelor sistemului. Din punct de vedere al curgerii fluidului, turbinele pot fi: Radiale; Axiale. Dinpunctdevederealregimuluidecurgerealfluiduluinmicare relativ ntr-un sistem legat de rotor, turbinele pot fi: Subsonice; Transonice; Supersonice; Din punct de vedere al geometriei canalului de lucru, turbinele pot fi: Turbine reglabile; Turbine nereglabile. 112Dinpunctdevederealrciriicuaeraelementelorcomponente, turbinele pot fi: Total rcite; Parial rcite; Nercite. V. Sistemul de evacuare are rolul de a transforma energia potenial a gazelor n energie cinetic prin accelerarea fluidului de propulsie, n scopul realizrii unei componente de reacie a forei de propulsie a sistemului. Subsistemele componente ale sistemului de evacuare sunt: 1. Instalaia de cretere a forei de propulsie prin postcombustie; 2. Amortizorul de zgomot; 3. Ajutajul de reacie; 4. Deviatorul de jet; 5. Reversorul de traciune. 1.Instalaiadecretereaforeidepropulsieprinpostcombustie realizeazocretereaforeidepropulsieaMTRcu(10-50)%dinfora motoruluidebaz.Acestlucruseobineprintr-oarderesuplimentar realizatnavalulturbineidupardereaprincipal.Pentruaceastardere este folosit aerul, n exces, din gazele de ardere; 2.Amortizoruldezgomotreducevitezadeevacuareagazelorde ardere realiznd, astfel, scderea nivelului de zgomot al jetului de gaze; 3.Ajutajuldereaciepoatefisimpluconvergentsauconvergentdivergent.Acestapoateaveaogeometriefixsauvariabildeci,poatefi nereglabil sau reglabil; 1134. Deviatorul de jet asigur o modificare a direciei jetului de gaze, cu ununghicuprinsnintervalul(090),pentruaseobineocomponena forei de reacie pe direcia forei portante a aeronavei. Sistemul este folosit pentrurealizareaunordecolripedistanescurtesaupentrudecolripe vertical; 5. Reversorul de traciune asigur o schimbare a sensului de curgere al gazelor de ardere cu 180. Este folosit pentru frnarea aeronavei, n condiii meteo grele. Dinpunctdevederefuncional,aerul,aspiraticomprimatdectre compresor, este dirijat n camera de ardere unde primete o energie termic prin arderea amestecului carburant. O parte din aceast energie este folosit pentru antrenarea compresorului, prin intermediul turbinei, iar cealalt parte estetransformatnenergiecinetic.Rspunsulfluidului,caurmarea aciuniisistemuluiasuprasa,reprezintforadereaciune.nmomentuln care sistemul se deplaseaz este necesar ca acesta s nving o serie de fore de rezisten cum ar fi: Rezistena aerodinamic datorat formei sistemului de propulsie; Rezistena provocat de frecarea dintre fluid i interiorul sistemului; Rezistena provocat de frecarea dintre fluid i exteriorul sistemului; Rezistena jetului; Rezistena de und etc. Aceacomponentaforeidereaciunecareparticip,efectiv,la realizareadeplasriisistemuluireprezintforadepropulsie.Seineseama cfiecarepartecomponentamotoruluiparticiplarealizareaforeide propulsie. Astfel: 114DAF

reprezintforadezvoltatndispozitivuldeadmisie.Sensul acestei fore este identic sensului forei de propulsie; CF

reprezint fora dezvoltat de ctre compresor. Aceast for este for de traciune fiind orientat n sensul deplasrii aeronavei; CAF

reprezintocomponent aforeidepropulsie careianateren camera de ardere. Aceast for este cea mai complex component a forei de propulsie a sistemului. Camera de ardere se comport ca un triplu ajutaj: geometric (convergent), masic i termic; TF

reprezint fora pe caresistemul o dezvolt n turbina sa. Sensul acestei fore este invers sensului forei de propulsie, deci este o for activ; SEF

reprezintocomponentdereacieaforeidepropulsie furnizat de ctre sistemul de evacuare. Caurmare,foradepropulsieestediferenadintre 4ii 1F=| | |\

,suma forelordetraciune,careaparndispozitivuldeadmisie,compresor, cameradeardereinsistemuldeevacuareiforaactiv TF

generatde turbin, adic

4p i Ti 1F F F==

. (2.2.) 2.2.2. Parametrii i coeficienii motorului turboreactor Pentru a putea stabili performanele motorului vor trebui precizaiparametrii care l caracterizeaz. Practic, exist 6 familii de parametrii: 115I.Parametrii i coeficienii regimului de zbor; II. Parametrii regimului de funcionare; III.Parametrii i coeficienii termodinamici; IV.Coeficieniideperfeciuneaiproceselordecurgereprin organele motorului; V. Parametrii geometrici; VI.Parametrii masici. I.Parametriiregimuluidezborsuntvitezade evoluieaaeronavei,V inlimeadezbor,H.Coeficieniisauparametriidesimilitudineai regimului de zbor, M, i . n general,

VMa= , (2.3) n care M reprezint numrul Mach; V reprezint viteza de zbor a aeronavei; a reprezint viteza sunetului, Ha k RT = ; reprezint numrul lui Ceaplghin, definit prin

crVa = , (2.4) unde cr cra k RT = i *cr H2T Tk 1= +; 116iar acrreprezint viteza critic a sunetului. Evident, cndM0, atunci0 i cndM, atunci2.56. II.Parametrulregimuluidefuncionareesteturaiagrupului turbocompresor. nfunciedeturaiagrupuluiturbocompresor,n,sedefinesc regimurile de funcionare ale motorului: Regimul maxim; Regimul nominal (de calcul) al motorului; Regimul de croazier; Regimul de croazier economic; Regimul de mers n gol (relanti). III. Parametrii i coeficienii termodinamici sunt de trei tipuri: 1.Parametriitermodinamicistaticiaifluiduluidelucru: presiuneap,temperaturaT,densitatea,entropias,definiinfiecare seciune a sistemului; 2. Parametrii termodinamici frnai: p*, T* (i*), *; 3. Coeficienii termodinamici relativi:*d c, , , unde: este gradul de nclzire al fluidului de lucru, *3HTT = ;(2.5) dreprezintgraduldecomprimaredinamicafluiduluide lucru (n afara sistemului de propulsie),

*HdHpp = ; (2.6) *c reprezintgraduldecomprimaremecanicafluiduluide lucru, 117 ***2c1pp = . (2.7) Dintre acetia parametrii de baz ai motorului sunt *ci *3Tsau . Parametriidebazituraiagrupuluiturboreactorreprezint parametrii fundamentali ai motorului turboreactor. IV.Coeficieniideperfeciuneaiproceselordecurgereprinorganele motorului sunt urmtorii: 1. Coeficientul de pierdere de presiune total, *; 2. Coeficientul de pierdere de energie termic, ; 3. Coeficientul de pierdere de vitez a fluidului, ; 4. Coeficientul de pierdere de lucru mecanic, *. 1.Dinaceastcategoriefacpartecoeficieniidepierderede presiunetotalndispozitivuldeadmisie,ncameradeardereirespectiv, n sistemul de evacuare, adic ***1daHpp = , ***3ca2pp =i ***5se4pp = ; (2.8) 2. Coeficientul de pierdere de energie termic n camera de ardere, ca, esterezultatultransferuluidecldur,ntregazeledeardereimediul nconjurtor i arderii incomplete a amestecului proaspt; 3.Coeficientuldepierderedevitezafluiduluiesteprovocatde pierderea de energie a fluidului n stratul limit din ajutajul de reacie id5ar5CC = (2.9) 4. Coeficienii de pierdere de lucru mecanic sau randamentul mecanic i randamentele adiabatice ale turbinei i compresorului sunt respectiv 118 CmTPP = ; *** TTTidll = ; ***C idCCll = ,(2.10) n care Pcreprezint puterea consumat de ctre compresor; PTreprezint puterea produs de ctre turbin. V.Parametriigeometricisuntreprezentaideariileminimeale seciunilordetrecerealefluiduluidelucrucareinflueneazperformanele sistemului, adic A5, care reprezint aria minim a ajutajului de reacie; '3A , care reprezint aria seciunii de ieire a canalului de lucru, din primul stator al turbinei. VI. Parametrii masici sunt: Debitul de aer, aM; Debitul de combustibil, cM; Debitul de gaze,gM. Evident, ntre aceti parametrii masici exist relaia cunoscut g a cM M M = + . 2.2.3.Condiia de funcionare n regim staionarPrin funcionare n regim staionar se nelege regimul la care, n orice seciune,parametriicinematiciitermodinamiciaifluiduluisuntconstani n timp. Pentru a realiza fizic un asemenea regim staionar trebuie ca turaia grupuluiturbocompresorsfieconstantceeacenseamn,caputerea produsdectreturbinsfieegalcuputereaconsumatdectre compresorul motorului i agregatele acestuia. 119Fie PT,puterea produs de ctre turbin *T g TP M l = ;(2.11) PC,puterea consumat de ctre compresor *C a CP M l = .(2.12) Atunci, bilanul de puteri devine m T C aP P P = + , (2.13) unde: Pa este puterea consumat de ctre agregatele motorului; m reprezint randamentul mecanic al lagrelor. nlocuind cele dou puteri n relaia (2.13) se obine * *m g T a C aM l M l P = + . innd seama c g a CM M M = + , atunci * *m a C T a C a( M M )l M l P + = + sau * * *m a T m C T a C aM l M l M l P + = + .(2.14) n general, puterea consumat de agregate este *a m C TP M l .(2.15) 120Deci, n final, relaia (2.14) devine * *m T Cl l = , (2.16) adic se obine condiia de regim staionar specific MTR. 2.2.4. Calculul excesului de aer ncameradeardereamotoruluiarelocundubluproces termodinamic,pedeoparte,ardereastoechiometricacombustibiluluii, pedealtparte,amestecareaproduselordeardere,dinarderea stoechiometric, cu aer, pentru a se asigura rcirea acestora. ntimpularderiistoechiometricesedegajoenergietermicce conduce,nfinal,laotemperaturdearderedecircaTa (22002300)K (pentru amestec aer+petrol de aviaie). La aceast temperatur, produsele de ardere ce prsesc camera de ardereintr n contact cu prile materiale ale sistemului, n principal, cu paletele de turbin. Deoarece, paletele de turbin suntrealizatedinaliajedeoel,acesteanupotrezista,dinpunctdevedere mecanicitermic,latemperaturiattdemari.Rezistenalormecanicse limiteaz la temperaturi de maxim TP ma x 1500 K i, aceasta, n cazul cnd sunt foarte bine rcite. Produseledeardere,aflatelatemperaturaTa,suntrcitecuaerdin fluxul secundar astfel, nct, ajung la temperatura TP max sau *3T . Principial,procesuldeamestecare,ncameradeardere,este reprezentat n figura nr. 2.2. 121 Flux primar2'2Flux secundarT AS-PA3'Gaze deardere3 Fig. 2.2 n figur prescurtrile reprezint: AS, ardere stoechiometric; PA, produse de ardere. Evident,temperatura *3T depindedecompoziiagazelordeardere. Dac aceast temperatur este sczut atunci excesul de aer , al gazelor de ardere, va fi mai mare. Pentrucalcululexcesuluideaeralgazelordearderesefolosete ecuaiaconservriienergieiaplicatproceselordeardereideamestecare dincameradeardereamotorului.Astfel,sumaenergiilortotaleale substanelorcareptrundncameradeardere,lacareseadaugenergia rezultatdinardereaamesteculuiaercombustibil,trebuiesfieegalcu energia total a substanelor care prsesc camera de ardere. ncameradearderearelocamesteculaeruluicucombustibilul injectat. 122Energia total a unui kilogram de aer este *2i . Energia datorat fluxului de aer din camera de ardere este *a 2M i . Entalpia unui kilogram de combustibil n stare gazoas este ic. Energia total a combustibilului injectat i apoi vaporizat este c cM i . Prinardereaunuikilogramdecombustibilsedegajocantitatede clduregalcuputereacaloricinferioaracombustibilului,Pci.Energia termic degajat, n urma arderii, este c ciM P . Dinaceastenergieopartesepierde,datorittransferuluidecldur cu mediul nconjurtor iarderii incomplete. Astfel, energia, real, preluat de gazele de ardere este ca c ciM P . Energiaunuikilogramdegazedeardere,laieireadincamerade ardere, este *g 3M i . Conform ecuaiei de conservare a energiei * *a 2 c c ca c ci g 3M i M i M P M i + + = sau

* *a 2 c c ca ci g 3M i M( i P) M i + + = (2.17) Deoarece ic (200300) kJ/kg, i Pci43000 kJ/kg, atunci ic , creprezintuncriteriuteoreticde optimizare a SPF ; n cazul MTR, variaia forei specifice este asimetric n raport cu *Copt ; n cazul MTR DF, influena lui c asupra forei specifice este o curb simetric n raport cu optc. 2222.3.1.5.1.3. Influena factorului de dublu flux Se va studia, n cele ce urmeaz, variaia( ), , .SP SPT ctv3F F K =pe baza reprezentrii din figura nr. 2.40. 16001400120010008006002 4 6 8 101995 Anul2000 AnulSPFK Fig. 2.40 Se observ c, pe msur ce crete K, crete i SPF , tendina celei din urm este ca ea s ating un maximum pentru K10.n prezent, el se situeaz n jurul valorii 6 i se ncearc o extindere ctre8.Restriciilecareaparsuntimpusedinconsiderentetehnologicei suntlegatedecaracteristicilematerialuluidincaresuntconfecionate paletele ventilatorului. 2.3.1.5.1.4. Influena gradului de comprimare al ventilatorului Se analizeaz, n cele ce urmeaz, variaia ( ), .SP SP VK ctF F = . 223

16001400120010008006001 2 3" ' K K >*optVminK K SPF' K"' ' K K . Lund n considerare tendinele de variaie ale,ISPF Ki IISPFla creterea nlimii de zbor, se poate afirma c fora specific de traciune a motorului crete o dat cu creterea nlimii de zbor. Deoarece n produsul Ia SPM F , care constituie fora de traciune a MTR DFS, ponderea mai mare o are debitul de aer atunci se poate constata o scdere a forei globale de traciune la creterea nlimii de zbor, mai pronunat n stratosfer. Toate aceste tendine sunt cuprinse n figura nr. 2.50.

IaMKF( ) 0 K F =FK( ) 0 K F =TS11 SS HIaMISPFIISPFISPFIISPFSPF Fig. 2.50 Deoarece factorul K scade, la limit, pentru MTR, K=0, fora de traciune se micoreaz, dar pstreaz aceeai alur de variaie. Ct privete consumul specific de combustibil se ine seama c fora de traciune are o pondere mai mare n variaia produsului SPF , care va crete. Drept urmare, SPcse va micora o dat cu creterea nlimii de zbor, figura nr. 2.51. 238 SPFSPF SPc( ) 0SPc K =SPFSPF ( ) 0SPc K =SPcTS11 HSS Fig. 2.51 Pe msur ce factorul K se micoreaz, se constat c valoarea consumului specific se mrete, astfel nct, n cazul MTR, K=0, acesta are valoarea maxim. Deci, pe toat gama de nlimi, MTR DFS este mai economic dect MTR. Analiznd simultan, cele dou curbe, care alctuiesc caracteristica de nlime, concluzia este aceeai, i anume c MTR DFS are performane superioare MTR la orice nlime de zbor adic MTRDF S MTRF F> ; MTRDF S MTRSP SPc c< . Totodat, se constat c cea mai bun nlime de zbor pentru unavion echipat cu MTR DFS este aceea n care, fora de traciune are ovaloare apreciabil i consumul specific de combustibil este minim. Evident, c aceast nlime este de 11 km, limita superioar a troposferei. 239 2.3.1.6.4. Calculul analitic al caracteristicilor de vitez i de nlime ale MTR DFS Evident, Ia SPF M F = , n care, IaM, ca i n cazul MTR, este dat de expresia cunoscut I I 0c Ha a dc0 0pM Mp= . n aceast relaie, di c, au expresiile stabilite anterior, adic k2k 1dHV12i| |= + |\ i kk 1cidoc 2Hl1Vi2| | |= +| |+ |\ . n ce privete fora de traciune specific total a motorului, FSP, aceasta are forma I IISP SP SPF F KF = + , n care, la destindere complet ( )ISP c 5IF 1 m C V = + i IISP 5IIF C V = . 240Aportul de combustibil mc, are aceeai expresie ca i la MTR, iar viteza gazelor de ardere pe fluxul primar este dat de relaia ''Ik 1kT5I ar 3d da c ca T1 lC 2 i 1 | | = `| \ ),(2.171) unde T c vl l Kl = + , iar c col l = , v vol l =i( ) , K KVH = , funcie care se va stabili ulterior. Viteza aerului, la evacuare, pe fluxul secundar este IIk 1k5II ar 2Vd da V1C 2i 1 | | = | \ , n care: 22 02V H VVi i l = + + (2.172) i kk 1VidoV 2Hl1Vi2| | |= +| |+ |\ . Partea cea mai delicat a calculului caracteristicilor de vitez i nlime o constituie determinarea funciei K=K(V,H), care definete variaia factorului de dublu flux. Prin definiie 241aIIaIMKM=, n care debitul pe fluxul secundar, se exprim n seciunea 5II5II prin relaia: ( )55 55IIaII II IIIIpM a A qT= ,(2.173) unde 5II 2V arIIp p = i =V IIT T2 5. Ca atare, nlocuind, rezult ( )IIV2VaII arII 5II 5cpM a A qT = .(2.174) Se aplic aceast relaie la punct fix, adic ( )02VoaII arII 5II 5IIo2VopM a A qT = .(2.175) Dac se mpart expresiile (2.174) i (2.175). ( )( )5II 2V 2VoaII aIIo2Vo 2V 5IIoq p TM Mp T q = .(2.176) Se ine seama c 2V H d da Vp p = i 2Vo o da Vop p 1 = , 242respectiv 2V H vd2Vo o Vop pp p = .(2.177) Totodat, n zbor 2V H VT T l = +i la punct fix 2Vo o VoT T l = +i, ca atare, 2Vo o V2V H VoT T lT T l +=+,(2.178) deoarece, la. n ct = , V V0l l = . Calculul funciei gazodinamice a debitului se face pe baza definiiei coeficientului de vitez 5II5II2VCk 12 ik 1= +(2.179) sau, nlocuind cele dou mrimi 5IICi 2Vi, cu expresiile lor k 1k2 25II arIId da Vk 1 11k 1 | | + = | \ .(2.180) Cu ajutorul relaiei (2.180) se pot determina( )5IIq , 5IIo ,( )5IIoqi, bineneles, ( )( )( )5II5II5IIoqqq= . 243n final, expresia debitului de aer pe fluxul secundar, devine ( )H V o VoaII aIIo d 5IIo Vo H Vop T lM M qp T l += + .(2.181) Prin urmare, relaia care exprim factorul de dublu flux, K, n funcie de regimul de zbor va fi ( )V co o Voo 5IIVo c H VoT lK K qT l += +.(2.182) Pentru calculul consumului specific de combustibil se ine seama c cSPSPmc 3600F= , unde 3 H cocci cai i lmP =. 2.3.1.6.5. Caracteristica de turaie Se definete caracteristic de turaie familia de curbe care cuprinde variaiile F i SPc , n funcie de turaia motorului n, sau turaia relativ a motoruluin , pentru un regim de zbor constant. Analitic ( )( )., .SP SPF FnH ct V ctc c n== == (2.183) 2442.3.1.6.5.1. Baze fizice Din punct de vedere fizic, la creterea turaiei motorului se realizeaz, pe de o parte, creterile lui , aI aIIM M , iar pe de alt parte, mrirea factorului de dublu flux. Totodat, creterea temperaturii maxime cu turaia conduce, n final, la creterile celor dou fore specifice de traciune ISPFi IISPF . Ca atare, fora total specific de traciune FSP, se va mri o dat cu turaia. innd seama de cele dou tendine de variaie ale SPFi ale aIM, cu turaia, se poate estima c fora de traciune a motorului crete cu turaia, figura nr. 2.52. FcrnmaxnFA. . R M GSPc. . R N. . R MAX. . R CRSPcnminnB Fig. 2.52 Creterea forei specifice cu turaia, genereaz o scdere continu a consumului specific de combustibil, ca n figura nr. 2.53. Ca urmare, MTR DFS este singurul sistem de propulsie la care consumul specific de combustibil scade continuu la creterea turaiei motorului. 245Pe caracteristica de turaie, se pot defini regimurile de funcionare ale motorului: Regimul maxim, R.MAX.; Regimul nominal, R.N.; Regimul de croazier R.CR.; Regimul de mers n gol, R.M.G. Caprincipiu,acesteregimurisedefinesccaincazulMTR. Deosebireafundamentalrezidnfaptulc,ncazulMTRDFS,numai exist un regim de croazier economic. Similar cu MTR i n cazul MTR DFS exist un regim de funcionare critic la care n seciunea de arie minim a canalului de lucru regimul decurgere este critic, definit prin crn . Ca atare, MTR DFS are dou domenii de regimuri de funcionare: Domeniul regimurilor critice i supracritice, A, n care max cr n n n > i care cuprinde regimurile fundamentale de funcionare ale motorului; Domeniul regimurilor subcritice B, n caremin cr n n n < < . 2.3.1.6.5.2. Calculul caracteristicii de turaie n domeniul regimurilor supracritice Se ine seama c aI SPF M F = , n care, ca i n cazul MTR 246 n3 3naI aI3n 3p TM Mp T = .(2.184) Cum ns 3 1 c cap p = i 3n 1 cn cap p = , atunci debitul pe fluxul primar devine c 3naI aIncn 3TM MT = ,(2.185) n care c are expresia kk 1k 12kc cn1 n 1 | | + | \ . Ceea ce deosebete fundamental MTR DFS de MTR este legea de variaie a temperaturii maxime a gazelor de ardere cu turaia. Pentru a stabili aceast dependen se face observaia c n prezena unui regim dublu critic n motor, gradul de destindere al gazelor de ardere n turbin este independent de regimul de funcionare, adic,.Tct =n aceste condiii, .T3lcti =i, evident, .3 Ti ct l = sau 247( ).3 c Vi ct l Kl = + . innd seama c 2c cnl l n = i 2V Vnl l n = atunci entalpia maxim a gazelor de ardere devine ( )23.cn Vni ct n l Kl = + ,(2.186) n care ( )K Kn = . Aplicnd, la regim nominal, relaia (2.186), se obine ( ).3n cn n Vni ct 1 l K l = + .(2.187) Eliminnd constanta, ntre cele dou relaii, rezult ( ) 2 cn Vn3 3ncn n Vnl Kn li i nl K l + = + .(2.188) Se face meniunea c Kn se calculeaz pe caracteristicile de vitez i nlime utiliznd relaiile din paragrafele anterioare. Acelai regim l au i ,aIn cnM . nlocuind n expresia debitului, relaia (2.189), rezult ( )c cn n VnaI aIncncn Vn1 l K lM Mnl Kn l + = + .(2.189) Pentru calculul variaiei factorului de dublu flux K cu turaia, se ine seama c debitul de aer pe fluxul secundar variaz liniar cu turaia, adic 248n M MaIIn aII = .(2.190) Prin urmare, factorul de dublu flux, aIIaIMKM= devine, nlocuind cele dou expresii, ( )( ) 2 cn Vncnnc cn n Vnl Kn lKn K nl K l + = + .(2.191) Relaia (2.191) reprezint o ecuaie de gradul doi n K, ce se poate rezolva pentru fiecaren . Fora specific a motorului este I IISP SP SPF F K F = + , unde ( )spI c 5IF 1 m C V = + i 5IISP IIF C V = . Relaia de definiie a vitezei 5ICeste cunoscut din paragrafele precedente. Se ine seama ns de variaiile cunale 3i, c, cl, Vl i K. Viteza de evacuare a aerului pe fluxul secundar este dat de relaia ( )k 1k25II arII H Vnd da V1C 2 i l n 1 | | = + | \ . Consumul specific de combustibil se obine din relaia cunoscut 249cSPSPmc 3600F= , unde ( )23 H cncci cai n i n lmP =. 2.3.1.6.6. Caracteristica universal Prin caracteristic universal se nelege familia de curbe care cuprinde variaiile parametrilor de similitudine ai performanelor motorului n funcie de M i de parametrul de similitudine al turaiei. Analitic, se poate scrie ( )( )11SPFf Mpcf MT==(2.192) pentru/ .1n T ct= , sau ,11SP1 1F nfpTc nfT T | || = | \ | | | = |\ (2.193) pentru. M ct = 2502.3.2.Motorul turboreactor dublu flux cu fluxuri amestecate (MTRDF-AM) 2.3.2.1. Generaliti Pentru K