moteur Jet

Un Pratt & Whitney F100 Turboréacteur à double flux pour la F-15 Eagle et de la F-16 Falcon est testé à Robins Air Force Base, Géorgie, États-Unis. Le tunnel derrière le moteur étouffe le bruit et permet échappement de l'air

Simulation d'un débit d'air de turboréacteur

Un moteur à réaction est un moteur de réaction qui décharge un mouvement rapide jet de fluide pour générer une poussée en conformité avec de Newton troisième loi du mouvement . Cette définition large de réacteurs comprend turboréacteurs, turbosoufflantes, roquettes, statoréacteurs, jets d'impulsions et pompes à jets. En général, la plupart des moteurs à réaction sont moteurs à combustion interne, mais des formes non-combustion existent également.

Dans l'usage courant, le terme «réacteur» désigne généralement un turbine à gaz entraînée Moteur à combustion interne, un moteur avec un compresseur rotatif alimenté par un turbine (" Cycle de Brayton »), avec le pouvoir restes de fournir une poussée. Ces types de moteurs à réaction sont principalement utilisés par les avions à réaction pour longtemps Voyage à distance. L'avion début de jet utilisé turboréacteurs qui étaient relativement inefficace pour vol subsonique. Les avions à réaction modernes utilisent habituellement haute turboréacteurs à double flux qui contribuent à donner des vitesses élevées ainsi que, sur de longues distances, ce qui donne un meilleur rendement énergétique que de nombreuses autres formes de transport.

Environ 7,2% de l'huile utilisée dans 2004 a finalement été consommé par les moteurs de jet En 2007 , le coût du kérosène, bien que très variable d'une compagnie à l'autre, en moyenne 26,5% des coûts totaux d'exploitation, ce qui en fait la plus importante dépense d'exploitation pour la plupart compagnies aériennes.

Histoire

Les réacteurs peuvent être dataient du premier siècle après JC, lorsque Héron d'Alexandrie a inventé le aeolipile. Cette puissance de vapeur utilisée dirigé à travers deux buses d'éjection de manière à provoquer une sphère de tourner rapidement sur son axe. Jusqu'à présent, comme on le sait, il a été peu utilisé pour fournir la puissance mécanique, et les applications pratiques potentielles de l'invention de Héros de moteur à réaction ne étaient pas reconnus. Il a été tout simplement considéré comme une curiosité.

Jet propulsion seulement au figuré a décollé avec l'invention de la roquettes par les Chinois dans le 11ème siècle. Rocket échappement a d'abord été utilisé d'une manière modeste pour feux d'artifice mais peu à peu progressé pour propulser formidable armement; et il la technologie bloqué pendant des centaines d'années.

En Turquie ottomane en 1633 Hasan Çelebi Lagari a décollé avec ce qui a été décrit comme une forme de cône fusée puis glissait avec des ailes dans un atterrissage réussi gagner une position dans le Ottoman armée. Cependant, ce était essentiellement un coup.

Le problème était que les roquettes sont tout simplement trop inefficace à basse vitesse pour être utile pour l'aviation générale. En 1913, René Lorin est venu avec une forme de moteur à réaction, le subsonique statoréacteur, ce qui aurait été un peu plus efficace, mais il ne avait aucun moyen d'atteindre des vitesses élevées suffisamment pour qu'il puisse fonctionner, et le concept est resté théorique pour un certain temps.

Cependant, les ingénieurs ont commencé à réaliser que le moteur à piston a été auto-limite en termes de la performance maximale qui peut être atteint; la limite est essentiellement une de l'hélice efficacité. Cela semblait pic que des conseils de lame approchaient de la vitesse du son. Si le moteur, et donc les avions, la performance venait à augmenter au-delà d'une telle barrière, un moyen devra être trouvé pour améliorer radicalement la conception du moteur à piston, ou un tout nouveau type de motorisation devrait être développé. Ce était la motivation derrière le développement du moteur à turbine à gaz, communément appelé un moteur "jet", qui deviendrait presque aussi révolutionnaire pour l'aviation que les frères Wright premier vol.

Les premiers essais de moteurs à réaction ont des conceptions hybrides, dans lequel une source d'alimentation externe premier air comprimé, qui est ensuite mélangé à du carburant et brûlé pour la poussée. Dans un tel système, appelée thermojet par Secondo Campini mais le plus souvent, motorjet, l'air est comprimé par un ventilateur entraîné par un moteur à piston classique. Des exemples de ce type de conception étaient Henri Coanda de Coandă-1910 avions, et beaucoup plus tard Caproni Campini CC.2, et les Japonais Moteur Tsu-11 destiné à l'alimentation Ohka avions kamikazes vers la fin de la Seconde Guerre mondiale . Aucun ne était tout à fait réussi et CC.2 fini par être plus lent que le même design avec une combinaison traditionnelle du moteur et de l'hélice.

La clé d'un moteur à réaction était pratique la turbine à gaz, utilisé pour extraire l'énergie du moteur lui-même pour pousser la compresseur. Le turbine à gaz ne était pas une idée développée dans les années 1930: le brevet pour une turbine fixe a été accordé à John Barber en Angleterre en 1791. La première turbine à gaz afin de fonctionner avec succès autonome a été construit en 1903 par l'ingénieur norvégien Ægidius Elling. Les premiers brevets pour la propulsion à réaction ont été émises en 1917. Les limites de conception et d'ingénierie pratique et la métallurgie empêché ces moteurs atteignant la fabrication. Les principaux problèmes sont la sécurité, la fiabilité, le poids et, en particulier, l'exploitation soutenue.

Albert Fonó En 1915 conçu une solution pour augmenter la portée de l'artillerie, comprenant un projectile d'arme à feu luanched qui devait être uni à une unité de propulsion par statoréacteur. Ce était pour le rendre possible d'obtenir une longue distance avec de faibles vitesses de bouche initiales, permettant de lourds obus tiré à partir de canons relativement légers. Fonó présenté son invention à l'armée austro-hongroise, mais la proposition a été rejetée. En 1928, il a déposé un brevet allemande sur statoréacteurs supersoniques, et cela a été décerné en 1932.

En 1923, Edgar Buckingham du Bureau national de la norme américaine a publié un rapport exprimant le scepticisme que les réacteurs seraient économiquement compétitive avec prop avions à aux basses altitudes et des vitesses de l'époque: «il ne semble pas y avoir, à l'heure actuelle, toute perspective quoi que propulsion par réaction de la sorte considéré ici ne sera jamais une valeur pratique, même à des fins militaires. "

Au lieu de cela, dans les années 1930, le moteur à piston dans ses différentes formes (radial rotatif et statique, refroidi par air et refroidissement liquide inline) était le seul type de groupe motopropulseur à la disposition des concepteurs d'avions. Ce était acceptable tant que le seul avion de faible performance était nécessaire, et même tous ceux qui étaient disponibles.

Le Whittle W.2 / 700 moteur a volé dans le Gloster E.28 / 39, le premier avion britannique à voler avec un turboréacteur et le Gloster Meteor

En 1928, RAF College de Cranwell cadets Frank Whittle a officiellement présenté ses idées pour un turbo-jet à ses supérieurs. En Octobre 1929, il a développé ses idées. . Sur 16 Janvier 1930 en Angleterre, Whittle a présenté son premier brevet (accordé en 1932). Le brevet a montré une à deux étages compresseur axial alimentant un compresseur centrifuge à simple face. Compresseurs axiaux pratiques ont été rendues possibles par des idées de AAGriffith dans un article fondateur en 1926 ("une théorie aérodynamique de Turbine Design"). Whittle plus tard se concentrer sur le compresseur centrifuge simple uniquement, pour une variété de raisons pratiques. Whittle a eu son premier moteur en marche en Avril 1937. Ce était à combustible liquide, et comprenait une pompe à carburant autonome. L'équipe de Whittle connu quasi-panique lorsque le moteur ne se arrête pas, même après accélérer le carburant a été éteint. Il se est avéré que le carburant avait fui dans le moteur et accumulée dans les piscines. Donc, le moteur ne se arrête pas jusqu'à ce que tout le carburant fuite avait brûlé. Whittle a été incapable d'intéresser le gouvernement dans son invention, et le développement se poursuit à un rythme lent.

Heinkel He 178, le premier avion au monde à voler uniquement sur l'énergie de turboréacteur

En 1935, Hans von Ohain commencé à travailler sur un design similaire à l'Allemagne , apparemment pas au courant du travail de Whittle. Son premier moteur était strictement expérimental et ne pouvait fonctionner sous alimentation externe, mais il était en mesure de démontrer le concept de base. Ohain a ensuite été présenté à Ernst Heinkel, l'un des appareils plus gros industriels de la journée, qui a immédiatement vu la promesse de la conception. Heinkel avait récemment acheté l'entreprise moteur Hirth, et Ohain et son maître machiniste Max Hahn ont été mis en place il ya comme une nouvelle division de la société Hirth. Ils ont eu leur première HeS une centrifuge moteur en marche par Septembre 1937. Contrairement à la conception de Whittle, Ohain utilisé de l'hydrogène comme combustible, fourni sous la pression extérieure. Leurs créations ultérieures ont abouti à l'essence-alimenté HeS 3 de 1100 lbf (5 kN), qui a été adapté à Heinkel est simple et compact Il cellule et 178 piloté par Erich Warsitz tôt dans la matinée du 27 août 1939 , à partir Marienehe aérodrome, un temps incroyablement courte pour le développement. Le He 178 a été le premier avion à réaction au monde.

Pendant ce temps, le moteur de Whittle a été commence à ressembler utile, et sa puissance Jets Ltd a commencé à recevoir L'argent ministère de l'Air. En 1941, une version pilotable du moteur appelé le W.1, capable de 1000 lbf (4 kN) de poussée, a été monté sur le Gloster E28 / 39 cellule spécialement construit pour elle, et son premier vol le 15 mai 1941 au RAF Cranwell.

Une image d'un moteur centrifuge tôt ( DH Goblin II) sectionné pour montrer ses composants internes

Un concepteur de moteurs d'avions britannique, Frank Halford, travaillant à partir des idées de Whittle a développé une "droite" version du jet centrifuge; son design est devenu le De Havilland Goblin.

Un problème avec ces deux premiers modèles, qui sont appelés moteurs à flux centrifuge, ce est que le compresseur travaille en "jeter" (accélération) de l'air vers l'extérieur à partir de l'entrée centrale à la périphérie externe du moteur, où l'air est ensuite comprimé par un canal de configuration divergente, la conversion de la vitesse en pression. Un avantage de cette conception est que ce était déjà bien entendu, après avoir été mis en œuvre dans centrifuge compresseurs, puis dans l'utilisation généralisée sur les moteurs à pistons. Cependant, compte tenu des limitations technologiques précoces sur la vitesse de rotation du moteur, le compresseur nécessaire d'avoir un très grand diamètre pour produire la puissance requise. Cela signifiait que les moteurs avaient une grande surface frontale, qui rendait moins utile comme motorisation de l'avion en raison de glisser. Un autre inconvénient est que le flux d'air devait être «plié» à couler vers l'arrière à travers la section de combustion et de la turbine et échappement, ajoutant de la complexité et l'efficacité,. Néanmoins, ces types de moteurs avaient les principaux avantages de la légèreté, la simplicité et la fiabilité, et le développement progressé rapidement aux conceptions de navigabilité pratiques.

Une coupe du moteur Junkers Jumo 004.

Autrichien Anselm Franz de La division moteur de Junkers (Junkers Jumo Motoren ou) a abordé ces problèmes avec l'introduction de la compresseur à flux axial. Essentiellement, il se agit d'une turbine en sens inverse. L'air provenant de l'avant du moteur est soufflé vers l'arrière du moteur par un étage de soufflante (des conduits convergents), où elle est écrasée contre un ensemble de lames non tournantes stators (appelés canaux divergents). Le processus est loin d'être aussi puissant que le compresseur centrifuge, de sorte qu'un certain nombre de ces paires de fans et stators sont placés en série pour obtenir la compression nécessaire. Même avec toute la complexité accrue, le moteur résultant est beaucoup plus petit en diamètre et, par conséquent, plus aérodynamique. Jumo a été attribué le prochain numéro du moteur dans la séquence de numérotation RLM, quatre, et le résultat a été le Jumo 004 moteur. Après de nombreuses difficultés techniques moindres ont été résolus, la production de masse de ce moteur a commencé en 1944 comme un groupe motopropulseur pour premier avion jet de combat du monde, le Messerschmitt Me 262 (et plus tard premier avion jet-bombardier du monde, le Arado Ar 234). Une variété de raisons conspiré pour retarder la disponibilité du moteur, ce retard a causé le combattant pour arriver trop tard pour avoir un impact décisive la position de l'Allemagne dans la Seconde Guerre mondiale . Néanmoins, on se souviendra que la première utilisation de moteurs à réaction en service.

Au Royaume-Uni, son premier moteur à flux axial, le Metrovick F.2, a couru en 1941 et a été volé en 1943. Bien que plus puissant que les modèles centrifuges à l'époque, le ministère a considéré sa complexité et le manque de fiabilité un inconvénient en temps de guerre. Le travail au Metrovick conduit à la Moteur Armstrong Siddeley Sapphire qui serait construite aux États-Unis que le J65.

Après la fin de la guerre, les moteurs d'avions à réaction et à jet allemands ont été largement étudiées par les alliés victorieux et ont contribué à travailler sur les premiers combattants soviétiques et américains jet. L'héritage du moteur à flux axial est vu dans le fait que pratiquement tous les moteurs à réaction sur aéronefs à voilure fixe ont eu un peu d'inspiration de cette conception.

Moteurs centrifuge débit sont améliorées depuis leur introduction. Avec l'amélioration de la technologie de palier la vitesse de rotation du moteur est augmentée, ce qui réduit considérablement le diamètre du compresseur centrifuge. La courte durée du moteur reste un avantage de cette conception, en particulier pour une utilisation dans des hélicoptères où la taille globale est plus importante que l'aire frontale. En outre, ses composants de moteurs sont robustes; compresseurs axiaux sont plus susceptibles de dégâts d'objet étranger.

Bien que les conceptions allemandes étaient plus avancés aérodynamique, la combinaison de la simplicité et de la métallurgie Colombie avancée signifie que les conceptions Whittle dérivés étaient beaucoup plus fiables que leurs homologues allemands. Moteurs britanniques ont également été autorisés largement aux États-Unis (voir Tizard Mission), et ont été vendus à l'URSS qui intervertissent les ont conçus avec le Nene passe pour alimenter la célèbre MiG-15. Conceptions américaines et soviétiques, types axiaux indépendants pour la plupart, ne entrera pleinement en leur propre jusqu'à ce que les années 1960, bien que la General Electric J47 offrait un excellent service dans le F-86 Sabre dans les années 1950.

Par les années 1950, le moteur à réaction était presque universelle dans les avions de combat, à l'exception de la cargaison, de liaison et d'autres types de spécialité. Par ce point certaines des conceptions britanniques ont déjà été effacés pour un usage civil, et était apparu sur les premiers modèles comme la de Havilland Comet et Canadair Jetliner. Dans les années 1960 tous les aéronefs civils ont été également alimenté jet, laissant le moteur à piston dans des rôles de niche ici.

Améliorations implacables dans le turbopropulseur poussé le moteur à piston hors de l'ordinaire entièrement, laissant sert uniquement le plus petit conceptions de l'aviation générale, et une certaine utilité dans avions drone. L'ascension du moteur à réaction à l'utilisation presque universelle en avion a bien moins de vingt ans.

Cependant, l'histoire ne était pas tout à fait à la fin, pour l'efficacité de turboréacteurs était encore plutôt pire que les moteurs à piston, mais dans les années 1970 avec l'avènement de moteurs élevés de contournement de jet, une innovation ne est pas prévu par les premiers commentateurs comme Edgar Buckingham, à haute vitesse et haute altitude qui semblaient absurde pour eux, alors seulement la consommation de carburant a finalement dépassé celui des meilleurs moteurs à pistons et de l'hélice, et le rêve de rapide, sûr, Voyage économiques dans le monde est enfin arrivé, et de leur austère, si elle est bien fondée pour le moment, les prévisions que les réacteurs ne serait jamais à grand-chose, tué pour toujours.

Types

Il existe un grand nombre de différents types de moteurs à réaction, qui permettent d'atteindre l'ensemble de propulsion d'un jet d'échappement à grande vitesse.

Principes physiques générales

La dépendance de l'efficacité énergétique (η) à partir du rapport de vitesse de la vitesse d'échappement / avion (c / v) pour jets airbreathing

Dépendance de l'efficacité énergétique (η) sur le rapport de vitesse vitesse du véhicule / échappement (v / c) pour les moteurs de fusée

Tous les moteurs sont des moteurs à réaction de réaction qui générer une poussée en émettant un jet de fluide vers l'arrière à vitesse relativement élevée. Les forces à l'intérieur du moteur nécessaire pour créer ce jet donnent une forte poussée sur le moteur qui pousse vers l'avant de l'artisanat.

Les réacteurs font leur jet de gaz propulseur à partir de réservoirs qui est fixé au moteur (comme dans une «fusée») ou d'aspirer un fluide externe (très généralement de l'air) et l'expulser à une vitesse supérieure; ou plus communément, une combinaison des deux sources.

Poussée

L'impulsion de mouvement du moteur est égale à la masse de fluide multiplié par la vitesse à laquelle le moteur émet cette masse:

I = mc

où m est la masse de fluide par seconde et c est la vitesse d'échappement. En d'autres termes, un véhicule obtient la même poussée se il émet beaucoup de gaz d'échappement très lentement, ou un peu échappement très rapidement.

Cependant, quand un véhicule se déplace avec certaine vitesse v, le fluide se déplace vers elle, créant un bélier glisser opposer à l'entrée:

mv

La plupart des types de moteurs à réaction ont une entrée, qui fournit la majeure partie du fluide sortant de l'échappement. Moteurs-fusées classiques, cependant, ne ont pas un apport, le comburant et de combustible à la fois est transportée dans le véhicule. Par conséquent, les moteurs de fusée ne ont pas ram glisser; la poussée brut de la buse est la poussée nette du moteur. Par conséquent, les caractéristiques de poussée d'un moteur-fusée sont totalement différent de celui d'un moteur à jet d'air de respiration.

Le moteur à réaction avec une entrée ne est utile que si la vitesse du gaz provenant du moteur, c, est supérieure à la vitesse du véhicule, v, en tant que la poussée nette du moteur est le même que si le gaz ont été émis avec la cv de vitesse. Donc, la poussée est en fait égal à

S = m (cv)

Consommation d'énergie

Pour tous les moteurs à réaction de la rendement propulsif (essentiellement l'efficacité énergétique) est la plus élevée lorsque le moteur émet un jet de gaz d'échappement à une vitesse qui est la même que, ou presque la même que la vitesse du véhicule. La formule exacte pour les moteurs aérobies comme donnée dans la littérature, est

Un corollaire en est que, particulièrement dans les moteurs à respiration d'air, il est plus efficace de l'énergie afin d'accélérer une grande quantité d'air par un peu d'une petite quantité d'une grande quantité, même si l'orientation est la même.

En plus de l'efficacité de propulsion, un autre facteur est l'efficacité du cycle; essentiellement un moteur à réaction est typiquement une forme de moteur thermique. le rendement du moteur thermique est déterminée par le rapport des températures qui sont atteintes dans le moteur pour qu'ils soient épuisés à partir de la buse, ce qui à son tour est limitée par le rapport de pression global qui peut être atteint.

Impulsion spécifique en fonction de la vitesse pour les différents types de jet avec du kérosène (hydrogène je _sp serait environ deux fois plus élevé). Bien que l'efficacité se effondre avec la vitesse, des distances plus grandes sont couverts, il se avère que l'efficacité par unité de distance (par km ou mile) est à peu près indépendante de la vitesse pour moteurs à réaction en tant que groupe; Toutefois AIRFRAMES devenu inefficace à des vitesses supersoniques

Carburant / consommation en ergols

Un concept étroitement lié (mais différente) à l'efficacité énergétique est la consommation en ergols. la consommation de gaz propulseur dans les moteurs à réaction est mesurée par Consommation spécifique de carburant, Impulsion spécifique ou Vitesse d'échappement efficace. Ils mesurent tous la même chose, l'impulsion spécifique et la vitesse d'évacuation efficace sont strictement proportionnelle, alors que la consommation de carburant spécifique est inversement proportionnelle aux autres.

Pour les moteurs de airbreathing tels que l'efficacité énergétique et les turboréacteurs propulseur (carburant) l'efficacité sont la même chose, puisque le propulseur est la source de valeur énergétique d'un combustible. Dans les fusées, l'agent propulseur est également l'échappement, et cela signifie qu'un propulseur à haute énergie permet une meilleure efficacité propulsive mais le rendement énergétique inférieur.

Comparaison des types

Aptitude comparative des (de gauche à droite) turbomoteur, faible dérivation et turboréacteur de voler à 10 km d'altitude dans différentes vitesses. À axe horizontal - vitesse, m / s. Axe vertical affiche le rendement du moteur.

Turbopropulseurs obtiennent peu poussée effet de jet, mais sont utiles pour la comparaison. Ils sont des moteurs à turbine à gaz qui ont un ventilateur rotatif qui prend et accélère la grande masse d'air mais par un changement relativement faible vitesse. Cette faible vitesse limite la vitesse de tout avion à hélices. Lorsque la vitesse d'avion dépasse cette limite, les hélices ne fournissent plus aucune poussée (CV <0). Cependant, parce qu'ils accélèrent une grande masse d'air, turbopropulseurs sont très efficaces.

turboréacteurs et autres moteurs similaires accélérer une masse beaucoup plus faible de l'air et brûlé carburant, mais ils émettent ce à des vitesses beaucoup plus élevées possibles avec un buse de Laval. Ce est pourquoi ils sont conçus pour des vitesses supersoniques et plus.

Turbosoufflantes faibles de dérivation des gaz d'échappement ont mélangé des deux flux d'air, fonctionnant à des vitesses différentes (C1 et C2). L'idée maîtresse de ce moteur est

S = M1 (C1 - v) + m2 (c2 - v)

dans laquelle m1 et m2 sont les masses d'air, étant soufflé par les échappements deux. Ces moteurs sont efficaces à des vitesses inférieures, que les jets purs, mais à des vitesses plus élevées que les turbomoteurs et hélices en général. Par exemple, au 10 km d'altitude, turbomoteurs sont plus efficaces à environ 0,4 mach, turbosoufflantes de dérivation faibles deviennent plus efficaces à environ 0,75 mach et turboréacteurs deviennent plus efficaces que les moteurs d'échappement mixtes lorsque la vitesse se rapproche de 2-3 mach - 2-3X la vitesse du son.

Les moteurs de fusée ont vitesse d'échappement extrêmement élevé et sont les mieux adaptés pour des vitesses élevées (donc hypersonique) et grandes altitudes. A tout gaz donné, la poussée et l'efficacité d'un moteur-fusée se améliore légèrement avec l'altitude (parce que la contre-pression tombe augmentant ainsi la poussée nette au niveau du plan de sortie de buse), alors qu'avec un turboréacteur (ou double flux), la densité de tomber de l'air pénétrer dans la prise (et les gaz chauds sortant de la buse) provoque la poussée nette à diminuer avec l'augmentation de l'altitude. Les moteurs de fusée sont plus efficaces que même scramjets ci-dessus environ Mach 15.

Bruit

Le bruit est due à des ondes de choc qui se forment lorsque le jet de gaz d'échappement interagit avec l'air extérieur.

L'intensité du bruit est proportionnel à la poussée ainsi que proportionnelle à la puissance quatrième de la vitesse du jet.

Globalement, donc, les jets d'échappement de vitesse inférieure émis par les moteurs tels que turbosoufflantes élevés de contournement sont les plus silencieux, tandis que les jets les plus rapides sont le plus fort.

Bien qu'une certaine variation de la vitesse du jet peut souvent être disposé à partir d'un moteur à réaction (comme par étranglement arrière et le réglage de la buse), il est difficile de faire varier la vitesse du jet provenant d'un moteur sur un très large intervalle. Par conséquent, puisque les moteurs pour véhicules supersoniques telles que Concorde, jets militaires et des roquettes intrinsèquement besoin d'avoir échappement supersonique à la vitesse supérieure, de sorte que ces véhicules sont particulièrement bruyant même à basse vitesse.

Les types courants

Les turboréacteurs

Un turboréacteur, sous sa forme la plus simple consiste simplement une turbine à gaz avec une buse fixée

Un turboréacteur est un type de Moteur à combustion interne souvent utilisée pour propulser l'aéronef . L'air est aspiré dans le compresseur rotatif par l'intermédiaire du tuyau et est comprimé, par étapes successives, à une pression plus élevée avant d'entrer dans la chambre de combustion. Le carburant est mélangé à l'air comprimé et enflammé par la flamme dans un tourbillon de titulaire flamme. Cette Procédé de combustion augmente considérablement la température et le volume de l'air. Des produits de combustion chauds sortant de la chambre de combustion à travers un gaz se dilatent turbine, où la puissance est extraite pour entraîner le compresseur. Ce processus d'expansion réduit à la fois la température et la pression du gaz mais suffisamment de carburant est brûlé de telle sorte que les deux paramètres sont généralement encore bien au-dessus des conditions ambiantes à la sortie de la turbine. Le courant de gaz est ensuite détendu à la pression ambiante par l'intermédiaire d'une buse de propulsion, la production d'un jet à grande vitesse que l'échappement. Si la vitesse du jet dépasse la vitesse de vol de l'avion, il est un attaquant nette poussée sur la cellule.

Dans des circonstances normales, l'action de pompage du compresseur empêche tout reflux, facilitant ainsi le processus à flux continu du moteur. En effet, l'ensemble du processus est similaire à un cycle à quatre temps, mais avec l'induction, la compression, l'allumage, l'expansion et l'échappement qui se déroule simultanément, mais dans les différentes sections du moteur. Le l'efficacité d'un moteur à réaction dépend fortement de la rapport global de pression (pression de refoulement de la pression d'entrée de chambre de combustion / aspiration) et la température d'entrée de turbine du cycle.

Ce est peut-être aussi instructif de comparer les turboréacteurs avec moteurs à hélice. Les turboréacteurs prennent relativement peu de masse d'air et accélèrent par une grande quantité, alors qu'une hélice prend une grande masse d'air et accélère par une petite quantité. L'échappement à haute vitesse d'un turboréacteur rend efficace à des vitesses élevées (en particulier des vitesses supersoniques) et les hautes altitudes; Concorde utilisés ce type par exemple. Sur les aéronefs plus lents et ceux requis pour voler étapes courtes, un gaz turbine hélice moteur, communément connu comme un turbopropulseur, est plus fréquente et beaucoup plus efficace. Très petits avions utilisent généralement classiques moteurs à piston à entraîner une hélice mais de petits turbopropulseurs deviennent plus petits que la technologie d'ingénierie améliore.

Le turboréacteur décrit ci-dessus est une conception unique bobine, dans lequel un seul arbre relie la turbine au compresseur. Deux conceptions de bobine ont deux systèmes concentriques turbine et de compresseur, qui tournent de façon indépendante avec la turbine et les compresseurs de chaque section connectée depuis des extrémités opposées du moteur par l'intermédiaire d' arbres concentriques. Cela permet un rapport de compression plus élevé ainsi qu'une meilleure stabilité du compresseur au cours des mouvements d'étranglement du moteur. Trois conceptions spool existent également.

Turboréacteurs

La plupart des moteurs à réaction modernes sont en fait turboréacteurs à double flux, où le compresseur basse pression agit comme un ventilateur, alimentation en air suralimenté non seulement sur ​​le noyau de moteur, mais à un conduit de dérivation. Le débit d'air de dérivation soit passe à une 'buse froide' séparée ou se mélange avec les gaz d'échappement de la turbine basse pression, avant de l'étendre à travers une «buse d'écoulement mixte».

Turbosoufflantes sont utilisées pour des avions de ligne, car ils donnent une vitesse d'échappement qui est mieux adaptée pour les avions subsoniques, à la vitesse de vol des avions de ligne turboréacteurs classiques génèrent un échappement qui finit par voyager très vite vers l'arrière, ce qui gaspille de l'énergie. En émettant l'échappement de sorte qu'il finit par voyager plus lentement, une meilleure consommation de carburant est atteint. En outre, la vitesse d'échappement inférieure donne bruit beaucoup plus faible.

Dans les années 1960 il y avait peu de différence entre les moteurs à réaction civils et militaires, à l'exception de l'utilisation de post-combustion dans certaines applications (supersoniques). Turboréacteurs civils aujourd'hui ont une vitesse d'échappement bas (faible poussée spécifique de poussée -net divisé par le flux d'air) pour réduire le bruit de jet à un minimum et d'améliorer l'efficacité du carburant. En conséquence, la taux de dilution (flux de dérivation divisée par les flux de base) est relativement élevé (ratio de 4: 1 à 8: 1 sont communes). Seul un niveau de ventilation unique est nécessaire, car une faible poussée spécifique implique un faible rapport de pression du ventilateur.

Turbosoufflantes militaires d'aujourd'hui, cependant, ont une poussée spécifique relativement élevée, afin de maximiser la poussée pour une surface frontale, les bruits de jet étant moins préoccupante dans des utilisations militaires par rapport à usage civil. Ventilateurs multicellulaires sont normalement nécessaires pour atteindre le rapport de pression de ventilateur relativement élevé nécessaire pour une forte poussée spécifique. Bien que la turbine haute températures d'entrée sont souvent employés, le ratio de dérivation tend à être faible, en général nettement inférieur à 2,0.

Une équation approximative pour le calcul de la poussée nette d'un moteur à réaction, que ce soit un turboréacteur à double flux ou mixte, est:

où:

apportdébit massique

vitesse du jet complètement expansé (dans le panache d'échappement)

vitesse de vol de l'avion

Tandis que le terme représente la poussée brut de la buse, leterme représente le bélier traînée de l'apport.

Les moteurs de fusée

La troisième forme la plus courante de moteur à réaction est le moteur de fusée.

Les moteurs de fusée sont utilisés pourles fusées parce que leur vitesse d'échappement extrêmement élevé et l'indépendance de l'oxygène de l'air leur permet d'atteindre vol spatial.

Il est utilisé pour le lancement de satellites,l'exploration spatialeet l'accès habité, et autorisél'atterrissage sur la luneen 1969.

Cependant, la haute vitesse d'échappement et les résultats les plus lourds de masse de propulseur en vol moins efficace que les turboréacteurs, et leur utilisation est largement restreinte à des altitudes très élevées ou lorsque des accélérations très élevées sont nécessaires en tant que moteurs de fusée eux-mêmes ont un très hautrapport poussée-poids .

Une équation approximative pour la poussée nette d'un moteur de fusée est:

Où est la poussée, est le impulsion spécifique, est un gravité standard,est la zone de la cloche d'échappement à la sortie etest la pression atmosphérique.

Les principaux composants

Les principaux composants d'un moteur à réaction sont similaires dans les principaux types de moteurs différents, mais pas tous les types de moteurs ont tous les composants. Les parties principales suivantes:

• Section froide:
  • admission d'air (Inlet) - La norme cadre de référence pour un moteur à réaction est l'avion lui-même. Pour aéronef subsonique, l'entrée d'air pour un moteur à réaction ne présente pas de difficultés particulières, et est essentiellement constitué d'une ouverture qui est conçu pour minimiser la traînée, comme avec n'importe quel autre composant de l'avion. Cependant, l'air d'atteindre le compresseur d'un moteur à réaction normale doit être déplace au-dessous de la vitesse du son, même pour les avions supersoniques, à maintenir les mécanismes d'écoulement des aubes de compresseur et de turbine. A des vitesses de vol supersonique, une onde de choc se forment dans le système d'admission et de réduire la pression récupéré en entrée du compresseur. Ainsi, certaines prises supersoniques utilisent des appareils, comme un cône ou d'une rampe, pour augmenter la récupération de pression, en faisant une utilisation plus efficace du système d'ondes de choc.
  • Compresseur ou Fan - Le compresseur est constitué d'étapes. Chaque étape se compose d'aubes qui tournent, et stators qui restent stationnaires. Comme l'air est aspiré à travers le compresseur plus profonde, ses augmentations de chaleur et de pression. Energy proviennent de la turbine (voir ci-dessous), passé le long de la tige .
  • conduits de dérivationbeaucoup de la poussée de pratiquement tous les moteurs à réaction modernes provient de l'air du compresseur avant qui contourne la section de turbine de la chambre de combustion et les gaz qui mène directement à la buse ou post-combustion (le cas échéant).
• Fréquent:
  • Arbre - L'arbre relie la turbine au compresseur , et exécute la majeure partie de la longueur du moteur. Il peut y avoir autant que trois arbres concentriques, tournant à des vitesses indépendantes, avec autant d'ensembles de turbines et compresseurs. Autres services, comme une purge d'air frais, peuvent également fonctionner dans le puits.
• Section chaude:
  • CombustionouCanou Flameholdersoula chambre de combustion- Ceci est une chambre où le carburant est brûlé en continu dans l'air comprimé.
  • Turbine - La turbine est une série de disques à aubes qui agissent comme un moulin à vent, gagner de l'énergie à partir des gaz chauds sortant du brûleur . Une partie de cette énergie est utilisée pour conduire le compresseur , et dans certains moteurs à turbine (c.-à turbopropulseurs, turbomoteurs ou turboréacteurs à double flux), l'énergie est extraite par des disques de turbines supplémentaires et utilisé pour piloter des appareils tels que les hélices, les fans de pontage ou des rotors d'hélicoptères. Un type, une turbine libre , est configuré de sorte que le disque de turbine entraînant le compresseur tourne indépendamment des disques qui alimentent les composants externes. Air relativement froid, prélevé sur le compresseur, peut être utilisée pour refroidir les pales et les aubes de turbine, pour les empêcher de fondre.
  • Afterburner ou réchauffage (principalement au Royaume-Uni) - (principalement militaires) produit une poussée supplémentaire en brûlant du carburant supplémentaire, généralement inefficace, à augmenter de manière significative la buse d'entrée Température à l' échappement . En raison d'un plus grand débit de volume (c.-à faible densité) à la sortie de la chambre de postcombustion, une zone d'écoulement de la tuyère accrue est nécessaire, pour maintenir l'appariement satisfaisant du moteur, lorsque la chambre de postcombustion est allumé.
  • Échappement ou buse - gaz chauds sortant de l'échappement du moteur à la pression atmosphérique par une buse, l'objectif étant de produire un jet à grande vitesse. Dans la plupart des cas, la buse est convergente et de la zone de débit fixe.
  • Tuyère supersonique - Si le Ratio buse sous pression (buse d'entrée de pression / pression ambiante) est très élevé, afin de maximiser la poussée il peut être intéressant, malgré le poids supplémentaire, pour adapter un convergent-divergent (de Laval) buse. Comme son nom l'indique, d'abord ce type de buse est convergente, mais au-delà de la gorge (la plus petite surface d'écoulement), la zone d'écoulement commence à augmenter pour former la partie divergente. L'expansion à la pression atmosphérique et la vitesse du gaz supersonique se poursuit en aval de la gorge, tandis que dans une tuyère convergente de l'expansion au-delà de la vitesse du son se produit à l'extérieur, dans le panache d'échappement. Le premier procédé est plus efficace que le second.

Les différents composants nommés ci-dessus ont des contraintes sur la façon dont ils sont mis ensemble pour générer le plus de l'efficacité ou de la performance. La performance et l'efficacité d'un moteur ne peuvent jamais être prises isolément; par exemple l'efficacité de carburant / distance d'un moteur de jet supersonique maximise à environ Mach 2, alors que la traînée du véhicule portant elle est en augmentation comme une loi carrée et a beaucoup traînée supplémentaire dans la région transsonique. La plus grande efficacité de carburant pour l'ensemble du véhicule est donc généralement à Mach 0,85 ~.

Pour l'optimisation du moteur pour son utilisation prévue, la conception d'admission d'air, la taille globale, le nombre d'étages du compresseur (ensembles de lames), type de carburant, le nombre d'étapes d'échappement, la métallurgie des composants, quantité d'air de dérivation utilisé, lorsque la dérivation importante ici est l'air est introduit, et de nombreux autres facteurs. Par exemple, considérons la conception de l'admission d'air.

Les prises d'air

Entrées subsoniques

Modes de fonctionnement de l'apport de Pitot

Prises Pitot sont le type dominant pour les applications subsoniques. Une entrée de Pitot subsonique est un peu plus d'un tube avec un carénage aérodynamique autour d'elle.

A zéro vitesse (c.-à-repos), l'air se rapproche de l'apport d'une multitude de directions: de directement en avant, radialement, ou même derrière le plan de la lèvre d'entrée.

À basse vitesse, la streamtube approcher la lèvre est plus grande en section transversale de la zone d'écoulement du bout des lèvres, alors que dans le vol de conception nombre de Mach apport des deux zones d'écoulement sont égaux. A haute vol accélère le streamtube est plus petit, avec déversement d'excès d'air sur la lèvre.

Commençant autour de 0,85 Mach, ondes de choc peuvent survenir à l'air accélère grâce à l'apport de la gorge.

Rayonnage attentive de la région de la lèvre est nécessaire pour optimiser la récupération d'admission de pression (et de distorsion) dans tout le domaine de vol.

Admissions d'air supersonique

Apports supersoniques exploiter les ondes de choc pour décélérer le flux d'air à un état ​​subsonique à l'entrée du compresseur.

Il existe essentiellement deux formes d'ondes de choc:

1) des ondes de choc normales se situent perpendiculairement à la direction de l'écoulement. Ceux-ci forment fronts pointus et choquent le débit à des vitesses subsoniques. Microscope les molécules d'air brisent dans la foule subsonique de molécules comme les rayons alpha. Ondes de choc normales ont tendance à provoquer une chute importante de la pression de stagnation. Fondamentalement, plus l'entrée supersonique nombre de Mach à une onde de choc normale, plus le nombre de Mach sortie subsonique et plus le choc (ie le plus la perte de pression de stagnation dans l'onde de choc).

2) conique (3 dimensions) et des ondes de choc obliques (2D) sont inclinées vers l'arrière, comme la vague d'étrave d'un navire ou d'un bateau, et rayonnent à partir d'une perturbation de l'écoulement comme un cône ou une rampe. Pour un nombre de Mach entrée donné, ils sont plus faibles que l'onde de choc normale équivalente et, bien que le débit ralentit, elle reste supersonique partout. Ondes de choc coniques et obliques tournent le flux, qui continue dans la nouvelle direction, jusqu'à ce qu'une autre perturbation de l'écoulement est rencontré en aval.

Note: Les commentaires faits en ce qui concerne trois dimensions des ondes de choc coniques, généralement appliquent également à 2D ondes de choc oblique.

Une version forte lèvres de l'apport de Pitot, décrit ci-dessus pour les applications subsoniques, effectue très bien à des vitesses de vol supersonique modérés. A formes individuelles de choc normale d'onde juste devant la lèvre d'entrée et des «chocs» l'écoulement vers le bas à une vitesse subsonique. Cependant, comme l'augmentation de la vitesse de vol, l'onde de choc devient plus forte, ce qui provoque une plus grande diminution en pourcentage pression de stagnation (de récupération-à-dire les plus pauvres de la pression). Un chasseur supersonique américain anticipé, le F-100 Super Sabre, utilisé une telle admission.

Une lèvre non balayé générer une onde de choc, ce qui se traduit à plusieurs reprises dans l'entrée. Les réflexions plus avant que l'écoulement devient subsonique, la meilleure récupération de pression

Plus apports supersoniques avancés, à l'exclusion tubes de Pitot:

a) exploiter une combinaison de conique onde de choc / s et une onde de choc normale pour améliorer la récupération de pression à des vitesses de vol supersonique élevés. Conique onde de choc / s sont utilisés pour réduire le nombre de Mach supersonique à l'entrée à l'onde de choc normale, réduisant ainsi les pertes de choc globale résultante.

b) ont une conception de choc sur les lèvres le numéro de vol de Mach, où le conique / oblique onde de choc / de l'interception de la lèvre de capot, permettant ainsi la zone de capture tubes de courant pour égaler la zone de lèvre d'entrée. Cependant, au-dessous du numéro du vol de Mach-choc sur la lèvre, l'angle de l'onde de choc / s sont moins oblique, provoquant la ligne de courant approchant la lèvre d'être dévié par la présence du cône / rampe. Par conséquent, la zone de capture d'admission est inférieure à la surface de lèvre d'entrée, ce qui réduit le débit d'air d'admission. Selon les caractéristiques de débit d'air du moteur, il peut être souhaitable d'abaisser l'angle de rampe ou déplacer le cône arrière de recentrer les ondes de choc sur la lèvre de capot pour maximiser le flux d'air d'admission.

c) sont conçus pour avoir un choc normale dans la canalisation en aval de la lèvre d'admission, de sorte que l'écoulement à l'entrée du compresseur / ventilateur est toujours subsonique. Cependant, si le moteur est étranglé en arrière, il ya une réduction de la circulation de l'air corrigée du compresseur BP / ventilateur, mais (dans des conditions supersoniques) le débit d'air corrigée à la lèvre d'entrée reste constante, car elle est déterminée par le numéro de vol de Mach et apport incidence / lacet. Cette discontinuité est surmontée par le choc normale en mouvement à une surface de section transversale inférieur à la canalisation, à diminuer le nombre de Mach à l'entrée de l'onde de choc. Ceci affaiblit l'onde de choc, l'amélioration de la récupération globale de pression d'admission. Ainsi, le flux d'air absolue reste constante, tandis que la circulation de l'air corrigée à l'entrée du compresseur tombe (en raison d'une pression d'entrée plus élevée). L'excès de flux d'air d'admission peut également être déversés à la mer ou dans le système d'échappement, pour empêcher les ondes de choc conique / oblique être dérangés par le choc normale étant forcé trop en avant par l'étranglement du moteur.

Beaucoup des avions de combat supersonique de deuxième génération présentait un cône d'entrée, qui a été utilisé pour former l'onde de choc conique. Ce type de cône d'entrée est clairement visible à l'avant même de la Foudre électrique anglaise et MiG-21 avions, par exemple.

La même approche peut être utilisée pour des prises d'air montés sur le côté du fuselage, où un demi-cône sert le même objectif avec une prise d'air semi-circulaire, comme on le voit sur ​​leF-104 Starfighter etBAC TSR-2.

Certaines prises sont biconique; soit ils sont dotés de deux surfaces coniques: le premier cône est complété par une seconde moins oblique, de surface, de forme conique, ce qui génère une onde de choc conique supplémentaire, rayonnant à partir de la jonction entre les deux cônes. Un apport biconique est généralement plus efficace que l'apport conique équivalente, car l'entrée nombre de Mach du choc normale est réduite par la présence de la deuxième vague de choc conique.

Un apport conique très sophistiqué a été présenté sur le SR-71 de Pratt & Whitney J58s qui pourrait déplacer un avant et arrière de la pointe conique dans la nacelle du moteur, ce qui empêche l'onde de choc formée sur la pointe de pénétrer dans le moteur et caler le moteur, tout en gardant assez près pour donner une bonne compression. Cônes mobiles sont rares.

Une conception plus sophistiquée que les cônes est à l'angle de la prise de telle sorte que l'un de ses bords forme une rampe. Une onde de choc oblique se forme au début de la rampe. Le Série siècle de jets américains en vedette plusieurs variantes de cette approche, le plus souvent avec la rampe au bord vertical extérieur de l'entrée, qui a été ensuite incliné en arrière vers l'intérieur vers le fuselage. Les exemples typiques incluent la République F-105 Thunderchief et F-4 Phantom .

Modes de fonctionnement d'admission Concorde

Plus tard, les choses ont évolué de telle sorte que la rampe était au bord horizontal supérieur plutôt que le bord vertical extérieur, avec un angle prononcé vers le bas et vers l'arrière. Cette conception facilite la fabrication de prises et a permis l'utilisation de rampes variables pour contrôler le flux d'air dans le moteur. La plupart des modèles depuis le début des années 1960 disposent maintenant ce style de consommation, par exemple, le F-14 Tomcat, Panavia Tornado et Concorde .

D'un autre point de vue, comme dans une tuyère supersonique du débit corrigé (ou non-dimensionnelle) doit être la même à la lèvre d'entrée, à l'entrée de la gorge et à la turbine. Un de ces trois peut être fixé. Pour les entrées de la gorge est fait variable et un peu d'air est contourné autour de la turbine et directement introduit dans la chambre de postcombustion. Contrairement à une buse l'entrée est soit instable ou inefficace, car une onde de choc normale dans la gorge va soudainement passer à la lèvre, ce qui augmente la pression à la lèvre, conduisant à glisser et de réduire la récupération de pression, conduisant à turbine surtension et la perte d'un SR-71 .

Compresseurs

Les compresseurs axiaux

Deuxième étage du compresseur GE J79

Les compresseurs axiaux comptent sur ​​lames rotatives qui ont des pales, semblables à des ailes d'avion. Comme avec des ailes d'avion dans certaines conditions les lames peuvent caler. Si cela se produit, le flux d'air autour du compresseur au point mort peut inverser le sens violemment. Chaque conception d'un compresseur a une carte d'exploitation associé du flux d'air par rapport à la vitesse de rotation pour les caractéristiques propres à ce type (voir compresseur carte).

A une condition d'accélérateur donné, le compresseur fonctionne quelque part le long de la ligne de course de l'état d'équilibre. Malheureusement, cette ligne d'exploitation est déplacé lors de transitoires. Beaucoup de compresseurs sont équipés de systèmes anti-décrochage sous la forme de bandes de purge ou stators à géométrie variable pour diminuer la probabilité de hausse. Une autre méthode consiste à diviser le compresseur en deux ou plusieurs unités, fonctionnant sur ​​des arbres concentriques distincts.

Une autre considération de conception est la charge moyenne des étapes. Cela peut être maintenu à un niveau raisonnable, soit en augmentant le nombre d'étages de compression (plus de poids / coût) ou la vitesse lame moyenne (plus de stress lame / disque).

Bien que les grands compresseurs d'écoulement sont généralement tout-axiale, les étages arrière sur les petites unités sont trop petites pour être robuste. Par conséquent, ces étapes sont souvent remplacés par une unité centrifuge unique. Très petits compresseurs de débit utilisent souvent deux compresseurs centrifuges, connectés en série. Bien que, dans l'isolement des compresseurs centrifuges sont capables de fonctionner à des taux de compression très élevés (par exemple 10: 1), des considérations de contrainte de la roue limiter le rapport de pression qui peut être utilisé dans des cycles élevées du moteur à rapport de pression global.

L'augmentation de rapport de pression global implique élévation de la température de sortie du compresseur haute pression. Cela implique une plus grande vitesse de l'arbre à haute pression, afin de maintenir la lame de référence nombre de Mach sur la scène du compresseur arrière. considérations de stress, peuvent cependant limiter l'augmentation de vitesse de l'arbre, provoquant le compresseur d'origine pour étrangler arrière aérodynamique à un rapport de pression inférieure à zéro.

La chambre de combustion GE J79

Incinérateurs

Un grand soin doit être pris pour maintenir la flamme dans un courant d'air se déplaçant modérément rapide, dans toutes les conditions d'étranglement, aussi efficacement que possible. Étant donné que la turbine ne peut pas résister à des températures stoechiométriques (un rapport de mélange d'environ 15: 1), une partie de l'air du compresseur est utilisé pour refroidir la température de sortie de la chambre de combustion à un niveau acceptable (un rapport de mélange global compris entre 45: 1 et 130: 1 est utilisé). Air utilisé pour la combustion est considérée comme le débit d'air primaire, tandis que l'excès d'air utilisé pour le refroidissement est appelé flux d'air secondaire. configurations de chambre de combustion peut inclure, annulaire, et peut-annulaire.

Turbines

Turbine Stade GE J79

Parce que une turbine développe de la haute à la basse pression, il n'y a pas une telle chose comme onde de turbine ou de décrochage. La turbine a besoin de moins d'étapes que le compresseur, principalement parce que la température d'entrée plus élevée réduit la deltaT / T (et ainsi le rapport de pression) du procédé d'expansion. Les lames ont plus de courbure et les vitesses de flux de gaz sont plus élevés.

Les concepteurs doivent, cependant, éviter les aubes de turbine et des aubes de fondre dans un environnement à très haute température et le stress. Par conséquent purger l'air extrait à partir du système de compression est souvent utilisé pour refroidir les aubes de turbine / aubes interne. D'autres solutions sont améliorées matériaux et / ou spécial isolant revêtements. Les disques doivent être spécialement formés pour supporter les énormes contraintes imposées par les lames rotatives. Elles prennent la forme de formes d'impulsion, réaction, ou une combinaison d'impulsion-réaction. Matériaux améliorés aident à garder le poids du disque vers le bas.

Turbopompes

Turbopompes sont des pompes centrifuges qui sont filés par des turbines à gaz et qui sont utilisés pour élever la pression du gaz propulseur au-dessus de la pression dans la chambre de combustion de sorte qu'il puisse être injecté et brûlé. Turbopompes sont très couramment utilisés avec des roquettes, mais statoréacteurs et turboréacteurs ont été également connus pour les utiliser.

Postcombustion (réchauffage)

Turbofan équipée avec postcombustion

En raison des limites de température avec les turbines à gaz, moteurs à réaction ne consomment pas tout l'oxygène dans l'air ('exécuter stoechiométrique '). Afterburners brûlent l'oxygène restant après la sortie des turbines, mais le font habituellement inefficace en raison des faibles pressions généralement trouvés à cette partie du moteur à réaction; mais cela gagne poussée significative, qui peut être utile. Moteurs destinés à une utilisation prolongée avec postcombustion ont souvent buses variables et d'autres détails.

Afterburner GE J79

Buses

L'objectif premier d'une buse est d'élargir le courant d'échappement à pression atmosphérique, et former en un jet à grande vitesse pour propulser le véhicule. Pour les moteurs de airbreathing, si le jet complètement expansé a une vitesse supérieure à la vitesse de l'avion, alors il ya un gain net de l'élan vers l'arrière pour l'air et il y aura une poussée vers l'avant sur ​​la cellule.

Buses convergentes simples sont utilisés sur de nombreux moteurs à réaction. Si le rapport de pression de la buse est supérieure à la valeur critique (environ 1,8: 1) une buse convergente sera starter, ce qui entraîne une partie de l'expansion à la pression atmosphérique ayant lieu en aval de la gorge (c.-à plus petite surface d'écoulement), à la suite de jet. Bien que beaucoup de la poussée brute produite sera toujours de la dynamique de jet, supplémentaire (pression) poussée viendra du déséquilibre entre la pression statique de la gorge et de la pression atmosphérique.

Beaucoup de moteurs de combat militaires intègrent un système de postcombustion (ou réchauffage) dans le système d'échappement du moteur. Lorsque le système est allumé, la région de la gorge de la buse doit être augmentée, pour accueillir le flux supplémentaire du volume de gaz d'échappement, de sorte que la turbomachines ne sait pas que la chambre de postcombustion est allumé Une zone de gorge variable est obtenue par le déplacement d'une série de pétales qui se chevauchent, qui se rapprochent de la section transversale de la buse circulaire.

A des rapports de pression élevés de buse, la pression de sortie est souvent supérieure à l'ambiante et la majeure partie de l'extension aura lieu en aval d'une buse convergente, qui est inefficace. Par conséquent, certains moteurs de jet (notamment les fusées) intègrent une buse convergente-divergente, pour permettre plus de l'expansion aura lieu contre l'intérieur d'une buse pour maximiser la poussée. Cependant, contrairement à la buse con-di fixe utilisée sur un moteur-fusée classique, quand un tel dispositif est utilisé sur un turboréacteur, il doit être un dispositif à géométrie variable complexe, pour faire face à la grande variation de rapport de pression de buse rencontré en vol et étranglement du moteur. Ceci augmente encore le poids et le coût d'une telle installation.

Tuyère variable, sur la GE F404-400 faible dérivation turbofan installé sur un Boeing F / A-18 Hornet

Le plus simple des deux est la buse d'éjection , ce qui crée une buse efficace grâce à un flux d'air secondaire et pétales de ressort. À des vitesses subsoniques, le flux d'air resserre l'échappement à une forme convergente. Comme accélère l'aéronef jusqu'à, les deux buses se dilatent, ce qui permet l'échappement pour former une forme convergente-divergente, ce qui accélère les gaz d'échappement passé Mach 1. Plus moteurs complexes peuvent réellement utiliser un flux d'air tertiaire pour réduire la zone de sortie à très basse vitesse. Les avantages de la tuyère d'éjection sont relative simplicité et de fiabilité. Les inconvénients sont la performance moyenne (par rapport à l'autre type de buse) et relativement élevé traînée due au flux d'air secondaire. Aéronefs notable à avoir utilisé ce type de buse inclure le SR-71 , Concorde , F-111, et Saab Viggen

Pour de meilleures performances, il est nécessaire d'utiliser une buse d'iris . Ce type utilise chevauchent, "pétales" réglable hydrauliquement. Bien que plus complexe que la tuyère d'éjection, il a un rendement significativement plus élevé et le débit d'air plus lisse. En tant que tel, il est utilisé principalement sur ​​les combattants de haute performance tels que le F-14, F-15, F-16, mais est également utilisé dans les bombardiers à haute vitesse tels que le B-1B. Certaines buses d'iris modernes ont en outre la possibilité de changer l'angle de la poussée (voir vectorisation de poussée).

Iris vectorisé tuyère de poussée

moteurs de fusées emploient également buses convergents-divergents, mais ceux-ci sont généralement de géométrie fixe, pour minimiser le poids. En raison des rapports de pression de buse beaucoup plus expérimentés, buses con-di moteurs fusée ont un rapport beaucoup plus grande de la zone (sortie / gorge) que ceux montés sur des moteurs à réaction. Le Convair F-106 Delta Dart a utilisé une telle conception de la buse, dans le cadre de sa spécification de conception globale comme un intercepteur de l'aérospatiale à haute altitude bombardier interception, où la conception de buse classique se révélerait inefficace.

À l'autre extrême, certains haute civiles bypass ratio turbosoufflantes utilisent un rapport de surface extrêmement faible (moins de 1,01 de rapport de surface), convergent-divergent, buse sur la rocade (ou d'échappement mixte) flux, de contrôler la ligne de travail du ventilateur. La buse agit comme si elle possède une géométrie variable. Au bas des vitesses de vol est agrandit la buse (moins d'un nombre de Mach de l'unité), afin d'accélérer le gaz d'échappement à l'approche de la gorge, puis ralentit légèrement lorsqu'il atteint la section divergente. En conséquence, la zone de sortie de la buse contrôle le match de ventilateur et, étant plus grande que la gorge, tire la ligne de travail du ventilateur un peu loin de surtension. À des vitesses de vol plus élevés, la hausse de bélier dans la consommation augmente le rapport de pression de la buse au point où la gorge devient étranglée (M = 1,0). Dans ces circonstances, la zone de la gorge dicte le match de ventilateur et étant plus petite que la sortie pousse légèrement la ligne de travail du ventilateur vers surtension. Ce ne sont pas un problème, puisque la marge fan de surtension est beaucoup mieux à des vitesses de vol élevées.

Les inverseurs de poussée

Ceux-ci consistent soit des tasses qui balancent à travers l'extrémité de la buse et dévient les attaquants jet de poussée (comme dans le DC-9), ou ils sont deux panneaux derrière le carénage qui coulissent vers l'arrière et en marche arrière seulement la poussée du ventilateur (le ventilateur produit le la majorité de la poussée). Tel est le cas sur de nombreux gros aéronefs tels que le 747, C-17, KC-135, etc.

Systèmes de refroidissement

Tous les moteurs à réaction exigent gaz à haute température pour une bonne efficacité, généralement obtenue par la combustion d'hydrocarbures ou de carburant d'hydrogène. des températures de combustion peuvent être aussi élevée que 3500K (5841F) dans les fusées, loin au-dessus du point de la plupart des matériaux de fusion, mais les moteurs normaux airbreathing jet utiliser des températures plutôt basses.

Les systèmes de refroidissement sont utilisés pour maintenir la température des parties solides en dessous de la température de rupture.

systèmes d'air

Un complexe autour de la chambre de combustion et est injecté dans la jante du disque de turbine en rotation. L'air de refroidissement passe ensuite à travers des passages complexes à l'intérieur des aubes de turbine. Après avoir enlevé la chaleur du matériau de lame, l'air (maintenant assez chaud) est évacué, par l'intermédiaire des trous de refroidissement, dans le courant de gaz principal. L'air de refroidissement des aubes de turbine subit un processus similaire.

Le refroidissement du bord d'attaque de la lame peut être difficile, parce que la pression de l'air de refroidissement seulement à l'intérieur du trou de refroidissement peut ne pas être très différente de celle du flux de gaz en sens inverse. Une solution consiste à incorporer une plaque de recouvrement sur ​​le disque. Cela agit comme un compresseur centrifuge pour mettre sous pression l'air de refroidissement avant son entrée dans la lame. Une autre solution consiste à utiliser un joint turbine jante ultra-efficace pour mettre sous pression la zone où l'air de refroidissement passe à travers le disque en mouvement.

Les phoques sont utilisés pour éviter les fuites d'huile, contrôler l'air pour le refroidissement et empêcher les flux d'air parasite dans les cavités de la turbine.

Une série de (par exemple, labyrinthe) joints d'étanchéité permettent un faible débit d'air de prélèvement pour laver le disque de turbine pour extraire de la chaleur et, en même temps, mettre sous pression le joint d'étanchéité de la jante de la turbine, d'empêcher les gaz chauds introduits dans la partie intérieure du moteur. Autres types de joints sont hydrauliques, brosse, carbone, etc.

De petites quantités de compresseur d'air de purge sont également utilisés pour refroidir l'arbre, coiffes de turbine, etc. De l'air est également utilisé pour maintenir la température des parois de la chambre de combustion en dessous critique. Ceci est fait en utilisant des trous d'aération primaires et secondaires qui permettent à une mince couche d'air pour couvrir les parois intérieures de la chambre empêcher un échauffement excessif.

température de sortie dépend de la turbine limite supérieure de température en fonction du matériau. Réduire la température permettra également d'éviter la fatigue thermique et donc l'échec. Les accessoires peuvent aussi avoir besoin de leurs propres systèmes de refroidissement utilisant de l'air du compresseur ou de l'air extérieur.

Air de étages du compresseur est également utilisé pour le chauffage du ventilateur, la cellule anti-glace et de la chaleur de la cabine. Quelle étape est prélevé dépend des conditions atmosphériques à cette altitude.

Système d'alimentation

En plus de fournir du carburant au moteur, le système d'alimentation est également utilisé pour contrôler la vitesse de l'hélice, le flux d'air du compresseur et l'huile de lubrification fraîche. Le combustible est généralement introduit par un spray atomisé, dont le montant est commandé automatiquement en fonction de la vitesse du flux d'air.

Ainsi, la séquence des événements pour accroître la poussée est, ouvre le boisseau et la pression de pulvérisation de carburant est augmenté, l'augmentation de la quantité de carburant brûlé. Cela signifie que les gaz d'échappement sont plus chaudes et ne sont donc éjectés à plus forte accélération, ce qui signifie qu'ils exercent des forces plus élevées et donc augmentent directement la poussée du moteur. Il augmente également l'énergie extraite par la turbine qui entraîne le compresseur de façon encore plus rapide et il ya une augmentation dans l'air circulant dans le moteur ainsi.

De toute évidence, il est le débit de la masse du flux d'air qui est important car il est le changement de quantité de mouvement (x masse de vitesse) qui produit la force. Cependant, la densité varie avec l'altitude et donc afflux de masse varie également avec l'altitude, la température, etc. ce qui signifie que les valeurs d'étranglement varieront selon tous ces paramètres sans les modifier manuellement.

Ceci est la raison pour laquelle le débit de carburant est contrôlée automatiquement. Habituellement, il ya deux systèmes, un pour contrôler la pression et l'autre pour contrôler le flux. Les entrées sont généralement de pression et de température des sondes de l'admission et à divers points dans le moteur. Aussi entrées accélérateur, la vitesse du moteur, etc. sont nécessaires. Ceux-ci affectent la pompe à carburant haute pression.

unité de commande de carburant (FCU)

Cet élément est quelque chose comme un ordinateur mécanique. Il détermine la sortie de la pompe à carburant par un système de vannes qui peuvent changer la pression utilisée pour amener la course de la pompe, ce qui fait varier la quantité d'écoulement.

Prendre la possibilité d'une augmentation d'altitude où il sera réduit la pression d'admission d'air. Dans ce cas, la chambre dans le FCU élargira qui provoque la soupape de décharge à saigner plus de carburant. Cela provoque la pompe pour délivrer moins de carburant jusqu'à ce que la pression de la chambre opposée est équivalente à la pression d'air et la soupape de décharge revient à sa position.

Lorsque le papillon est ouvert, il libère-à-dire diminue la pression qui permet la chute du papillon des gaz. La pression est transmise (à cause d'un clapet anti-retour-à-dire pas de lacunes d'air dans le débit de carburant) qui ferme les vannes de déversement FCU (comme ils sont communément appelés) qui augmente alors la pression et provoque un débit plus élevé.

Le gouverneur de la vitesse du moteur est utilisé pour empêcher le moteur de l'excès de vitesse. Il a la capacité de faire abstraction de la commande de FCU. Il le fait en utilisant une membrane qui détecte la vitesse du moteur en fonction de la pression centrifuge provoquée par la rotation du rotor de la pompe. Lors d'une valeur critique, cette membrane provoque une autre soupape de décharge pour ouvrir et saigner loin le débit de carburant.

Il ya d'autres façons de contrôler le débit de carburant par exemple avec la manette des gaz dash-pot. L'étranglement présente une roue dentée qui engrène avec la soupape de commande (comme un pignon et crémaillère) le faisant glisser le long d'un cylindre qui a des orifices à diverses positions. Déplacement de la manette des gaz et donc la vanne coulissant le long du cylindre, ouvre et ferme ces ports comme prévu. Il ya en fait 2 soupapes à savoir. le papillon des gaz et la soupape de commande. La soupape de commande est utilisé pour commander la pression d'un côté de la soupape d'étranglement de telle sorte qu'il donne le droit opposition à la pression de commande des gaz. Il fait cela en contrôlant la sortie de carburant à partir de l'intérieur du cylindre.

Ainsi, par exemple, si le papillon des gaz est déplacé vers le haut pour laisser plus de carburant dans, cela signifie que le papillon des gaz est déplacé dans une position qui permet à plus de carburant de circuler à travers et sur ​​l'autre côté, les orifices de pression requises sont ouvertes à garder l'équilibre de pression de sorte que le levier d'accélérateur reste où il est.

Au accélération initiale, plus de carburant est nécessaire et l'appareil est adapté pour permettre l'écoulement de l'huile sur les autres ports par l'ouverture à une position de papillon des gaz particulier. Les changements de pression de l'extérieur-à-dire de l'air altitude, la vitesse des avions etc sont détectés par une capsule d'air.

La pompe à carburant

Les pompes à carburant sont utilisés pour augmenter la pression de carburant supérieure à la pression dans la chambre de combustion de sorte que le carburant peut être injecté. Les pompes à essence sont généralement entraînés par l'arbre principal, par un engrenage.

Turbopompes sont très couramment utilisées avec des fusées à combustible liquide et comptent sur ​​l'expansion d'un gaz à bord à travers une turbine.

turbopompes Ramjet utilisent ram air en expansion grâce à une turbine.

système de démarrage du moteur

Le circuit d'alimentation, comme expliqué ci-dessus, est l'un des deux systèmes requis pour démarrer le moteur. L'autre est l'allumage réel du mélange air / carburant dans la chambre. Habituellement, une unité d'alimentation auxiliaire est utilisée pour démarrer les moteurs. Il dispose d'un moteur de démarrage qui a une haute couple transmis à l'unité de compresseur. Lorsque la vitesse optimale est atteinte, soit l'écoulement de gaz à travers la turbine est suffisante, les turbines prennent le relais. Il existe un certain nombre de différentes méthodes de départ tels que électrique , hydraulique , pneumatique , etc.

Le électrique démarreur fonctionne avec des engrenages et plaque d'embrayage reliant le moteur et le moteur. L'embrayage est utilisé pour désengager lorsque la vitesse optimale est obtenue. Cela se fait généralement automatiquement. L'alimentation électrique est utilisé pour démarrer le moteur, ainsi que pour l'allumage. La tension est généralement construit lentement que les gains de démarrage vitesse.

Certains ont besoin d'avions militaires à démarrer plus rapidement que les méthodes électriques permis et donc ils utilisent d'autres méthodes comme un démarreur de turbine. Ceci est une turbine à impulsion impacté par la combustion des gaz d'une cartouche. Il est destiné à faire tourner le moteur et également relié à un système de déconnexion automatique. La cartouche est incendiée électriquement et utilisé pour tourner la turbine.

Un autre système de démarrage de la turbine est presque exactement comme un petit moteur. Là encore, la turbine est reliée au moteur par l'intermédiaire d'engrenages. Cependant, la turbine est activé par la combustion des gaz - le plus souvent le combustible est du nitrate d'isopropyle stocké dans un réservoir et vaporisé dans une chambre de combustion. Encore une fois, il est mis à feu avec une bougie d'allumage. Tout est contrôlé électriquement, telles que la vitesse, etc.

La plupart des avions commerciaux et de gros avions de transport militaires utilisent généralement ce que l'on appelle un groupe auxiliaire de puissance ou APU . Il est habituellement une petite turbine à gaz. Ainsi, on pourrait dire que l'utilisation d'une telle APU est en utilisant une petite turbine à gaz pour lancer un plus grand. L'air à haute pression à partir de la section de compresseur de l'APU est purgé hors à travers un système de tuyaux pour les moteurs où il est dirigé dans le système de démarrage. Cette «purger l'air" est dirigé dans un mécanisme pour démarrer le moteur tournant et de commencer en tirant dans l'air. Lorsque la vitesse de rotation du moteur est suffisant pour tirer dans suffisamment d'air pour la combustion, le carburant est introduit et enflammé. Une fois le moteur enflamme et atteint la vitesse de ralenti, l'air de prélèvement est coupée.

L'APU sur des appareils comme l' Boeing 737 et Airbus A320 peut être vu à l'extrême arrière de l'avion. Ceci est l'endroit typique pour un APU sur la plupart des avions de ligne commerciaux même si certains peuvent être dans l'emplanture de l'aile ( Boeing 727) ou le fuselage arrière ( DC-9 / MD80) à titre d'exemples et certains transports militaires porter leurs APU dans l'un des atterrissage principal gousses d'engrenage ( C-141).

L'APU fournissent également assez de puissance pour garder les lumières de la cabine, la pression et d'autres systèmes sur tout les moteurs sont éteints. Les robinets, pour contrôler le flux d'air sont généralement commandés électriquement. Ils se ferment automatiquement à une vitesse prédéterminée. Dans le cadre de la séquence de démarrage sur certains moteurs carburant est combiné avec l'air fourni et brûlé au lieu d'utiliser simplement l'air. On obtient généralement plus de puissance par unité de poids.

Habituellement, un APU est lancé par son propre moteur de démarreur électrique qui est coupé à la bonne vitesse automatiquement. Lorsque le principal moteur démarre et atteint les bonnes conditions, cette unité auxiliaire est alors éteint et dégage lentement.

Les pompes hydrauliques peuvent également être utilisés pour démarrer certains moteurs par des engrenages. Les pompes sont commandées électriquement au sol.

Une variante de ce est installé dans l'APU un Boeing F / A-18 Hornet; il est démarré par un moteur hydraulique, qui lui-même reçoit l'énergie stockée dans un accumulateur. Cet accumulateur se recharge après le droit moteur est démarré et développe la pression hydraulique, ou par une pompe à main dans le train d'atterrissage principal de droite bien.

Allumage

Habituellement, il ya deux bougies d'allumage dans des positions différentes dans le système de combustion. Une étincelle haute tension est utilisé pour enflammer les gaz. La tension est enregistrée à partir d'une alimentation basse tension fournie par le système de démarrage. Il construit à la juste valeur et est ensuite libéré comme une étincelle de haute énergie. Selon diverses conditions, l'allumeur continue de fournir des étincelles pour empêcher la combustion d'échouer si la flamme se intérieur. Bien sûr, dans le cas où la flamme ne sortir, il faut prévoir de le rallumer. Il ya une limite d'altitude et la vitesse de l'air à laquelle un moteur peut obtenir un rallumage satisfaisante.

Par exemple, la General Electric F404-400 utilise un dispositif d'allumage pour la chambre de combustion et une pour la post-combustion; le système d'allumage de la A / B comporte un détecteur de flamme ultraviolet pour activer l'allumeur.

Il convient de noter que la plupart des systèmes d'allumage modernes fournissent assez d'énergie pour être un danger mortel devrait être une personne en contact avec le fil électrique lorsque le système est activé, donc la communication d'équipe est essentiel lorsque l'on travaille sur ces systèmes.

Système de lubrification

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

Le système de lubrification dans son ensemble devrait être en mesure d'empêcher des matériaux étrangers de pénétrer dans l'avion, et d'atteindre les roulements, engrenages et autres pièces mobiles. Le lubrifiant doit être capable de circuler facilement à des températures relativement basses et ne se désintègre pas ou décomposer à des températures très élevées.

Habituellement, le système de lubrification comporte des sous-systèmes qui traitent individuellement avec la pression d'un moteur, la récupération, et un reniflard.

Les composants du système de pression sont un réservoir d'huile et de dé-aérateur,pompe principale d'huile,filtre à huile principale / vanne de dérivation de filtre,régulateur de pression (PRV),refroidisseur d'huile / par la soupape de passeettubes / jets.
Habituellement le débit est de la cuve à l'entrée de la pompe et PRV, pompé vers le filtre à huile principale ou sa vanne de dérivation et le refroidisseur d'huile, puis à travers des filtres à plusieurs jets d'eau dans les roulements.

En utilisant le procédé de contrôle de PRV, signifie que la pression de l'huile d'alimentation doit être inférieure à une valeur critique (habituellement commandé par d'autres soupapes qui peuvent échapper l'excès d'huile de retour vers le réservoir si elle dépasse la valeur critique). La vanne ouvre à une certaine pression et de l'huile est maintenue en mouvement à une vitesse constante dans la chambre de palier.

Si le moteur la vitesse augmente, la pression dans la chambre de palier augmente également, ce qui signifie que la différence de pression entre l'alimentation en lubrifiant et permet de réduire la chambre, qui pourrait réduire la vitesse lente de l'huile lorsque cela est nécessaire, même plus. En conséquence, certains détendeurs peuvent ajuster leurs valeurs de force de ressort à l'aide de ce changement de pression dans la chambre de palier proportionnellement à maintenir constant le débit de lubrifiant.

Conceptions avancées

J-58 statoréacteur combiné / turboréacteur

Le SR-71 de l ' Les moteurs de Pratt & Whitney J58 étaient plutôt inhabituel. Ils pourraient convertir en vol d'être en grande partie un turboréacteur étant en grande partie un statoréacteur assisté compresseur. À des vitesses élevées (au-dessus de Mach 2.4), le moteur utilisé aubes à géométrie variable pour diriger l'air en excès à travers 6 contournement de tuyaux aval du quatrième étage de compresseur dans la chambre de postcombustion. 80% de la poussée de la SR-71 à haute vitesse a été généré de cette manière, en donnant une poussée beaucoup plus élevé, l'amélioration impulsion spécifique de 10-15%, et de permettre un fonctionnement continu à Mach 3.2. Le nom inventé pour cette configuration est turbo-statoréacteur .

Alimentés à l'hydrogène des moteurs à réaction

Les réacteurs peuvent être exécutés sur presque tout combustible. L'hydrogène est un carburant hautement souhaitable, car, bien que l'énergie par mole est pas exceptionnellement élevé, la molécule est très beaucoup plus léger que d'autres molécules. Il se trouve que l'énergie par kg d'hydrogène est le double de celui des combustibles les plus courantes, ce qui donne deux fois l'impulsion spécifique. En addition des réacteurs fonctionnant à l'hydrogène sont assez facile à bâtiment le premier turboréacteur jamais été fonctionner à l'hydrogène.

Cependant, dans presque tous les autres, l'hydrogène est problématique. L'inconvénient de l'hydrogène est sa densité, sous forme gazeuse les réservoirs ne sont pas pratiques pour le vol, mais même sous forme liquide, il a une densité quatorzième celle de l'eau. Il est également profondément cryogénique et exige une isolation très important qui empêche étant stocké dans les ailes. L'ensemble du véhicule finit très grande, et ils serait difficile pour la plupart des aéroports pour accueillir. Enfin, l'hydrogène pur ne se trouve pas dans la nature, et doit être fabriqué soit par reformage à la vapeur ou par électrolyse coûteux. Les deux sont des processus relativement inefficaces.

Moteurs à réaction prérefroidis

Une idée née par Robert P. Carmichael en 1955 est que l'hydrogène alimenté moteurs pourraient théoriquement avoir des performances beaucoup plus élevé que hydrocarbures des moteurs fonctionnant si un échangeur de chaleur ont été utilisés pour refroidir l'air entrant. La basse température permet des matériaux plus légers pour être utilisés, un débit massique supérieur à travers les moteurs, combustion et permet d'injecter plus de carburant sans surchauffer le moteur.

Cette idée conduit à des conceptions plausibles comme Sabre, qui pourraient permettre une seule étape à l'orbite, et ATREX, qui pourraient permettre des moteurs à réaction pour être utilisé à des vitesses hypersoniques et les hautes altitudes pour boosters pour des lanceurs. L'idée est également l'objet de recherches par l'UE pour un concept pour réaliser non-stop antipodal Voyage de passagers supersonique à Mach 5 ( Reaction Engines A2).

statoréacteur à propulsion nucléaire

Projet Pluton était un statoréacteur à propulsion nucléaire, destiné à être utilisé dans un missile de croisière. Plutôt que de combustion d'un combustible comme dans les moteurs à réaction réguliers, de l'air est chauffé en utilisant une température élevée, réacteur nucléaire non blindée. Cela a augmenté considérablement le temps de combustion du moteur, et le statoréacteur a été prévu pour être en mesure de couvrir toute la distance nécessaire à des vitesses supersoniques (Mach 3 à la hauteur des arbres).

Cependant, il n'y avait aucun moyen évident de l'arrêter une fois qu'il avait pris son envol, ce qui serait un grand inconvénient dans toute application non-jetable. Aussi, parce que le réacteur était non blindé, il était dangereux d'être dans ou autour de la trajectoire de vol du véhicule (bien que l'échappement lui-même était pas radioactif). Ces inconvénients limitent l'application à Warhead système de livraison pour la guerre nucléaire totale, où il a été conçu pour être.

Scramjets

Scramjets sont une évolution des statoréacteurs qui sont capables de fonctionner à des vitesses beaucoup plus élevées que tout autre type de moteur de airbreathing. Ils partagent une structure similaire avec statoréacteurs, étant un tube de forme spéciale qui comprime l'air sans pièces mobiles par le biais de la compression d'air dynamique. Scramjets, cependant, fonctionnent avec des flux d'air supersonique à travers l'ensemble du moteur. Ainsi, scramjets ne sont pas requises par le diffuseur statoréacteurs à ralentir le flux d'air entrant à des vitesses subsoniques.

Scramjets commencer à travailler à des vitesses d'au moins Mach 4, et ont une vitesse utile maximale d'environ Mach 17. En raison dechauffage aérodynamique à ces vitesses élevées, le refroidissement représente un défi pour les ingénieurs.

Les considérations environnementales

Les moteurs d'avions sont généralement exécutés sur propulseur de combustibles fossiles, et dans ce cas, sont une source nette de carbone dans l'atmosphère.

Certains scientifiques pensent que les réacteurs sont également une source del'obscurcissement global dû à la vapeur d'eau dans les gaz d'échappement causant formations nuageuses.

Les composés azotés sont également formés à partir de la combustion de l'azote atmosphérique. A basse altitude cela ne soit pas considéré comme particulièrement préjudiciable, mais pour les avions supersoniques qui volent dans la stratosphère certaine destruction de l'ozone peut se produire.

Sulfates sont également émis si le combustible contient du soufre.

Sécurité et fiabilité

Les moteurs d'avions sont généralement très fiables et ont un très bon dossier de sécurité. Cependant les pannes ne se produisent parfois.

Une classe de défaillances qui ont provoqué des accidents en particulier, est ruptures non confinées, où les pièces rotatives du moteur se détachent et de sortie à travers le cas. Ceux-ci peuvent couper les lignes de carburant ou de contrôle, et peuvent pénétrer dans la cabine. Bien que les conduites de carburant et de contrôle sont généralement dupliqués pour la fiabilité du Vol 232 United Airlines a été causé lorsque toutes les lignes de commande ont été sectionnés simultanément.

L'échec le plus probable est l'échec des aubes du compresseur, et les moteurs à réaction modernes sont conçus avec des structures qui peuvent attraper ces lames et de les garder les contenus à l'intérieur du carter moteur. Vérification d'une conception de moteur à réaction consiste à tester que ce système fonctionne correctement.

grève de la Oiseau

grève de la Bird est un terme d'aviation pour une collision entre un oiseau et un aéronef. Il est une menace commune pour la sécurité des aéronefs et a causé un certain nombre d'accidents mortels. En 1988, un Ethiopian Airlines Boeing 737 aspiré pigeons dans les deux moteurs pendant le décollage et est ensuite écrasé dans une tentative pour revenir à l' aéroport de Bahir Dar; des 104 personnes à bord, 35 sont morts et 21 ont été blessés. Dans un autre incident en 1995, un Dassault Falcon 20 écrasé à Paris l'aéroport lors d'une tentative d'atterrissage d'urgence après avoir sucé vanneaux dans un moteur, ce qui a provoqué une panne de moteur et un incendie dans l'avion fuselage; tous les 10 personnes à bord ont été tuées.

Moteurs à réaction modernes ont la capacité de survivre à une ingestion d'un oiseau. Petits avions rapides, tels que militaires chasseurs à réaction, sont plus à risque que les grandes lourds multimoteurs. Cela est dû au fait que le ventilateur d'un haut-bypass turboréacteur à double flux, typique sur les avions de transport, agit comme un séparateur centrifuge pour forcer matières ingérées (oiseaux, glace, etc.) à l'extérieur du disque de ventilateur. En conséquence, de tels matériaux passer par le relativement dégagée canal de dérivation, plutôt que par le noyau du moteur, qui contient les aubes de compresseur plus petites et plus délicates. avion militaire conçu pour le vol à haute vitesse ont généralement pur turboréacteur, ou à faible dérivation turboréacteurs à double flux, augmentant le risque que des matériaux ingérés vont entrer dans le coeur du moteur de causer des dommages.

Le risque le plus élevé de la grève des oiseaux est pendant le décollage etl'atterrissage, à faiblealtitude, ce qui est dans le voisinage desaéroports.