Micro Turbomotoare

2 Micro Turbomotoare

Aceasta lucrare nu are caracter comercial, fiind gânditã ca o monografie introductivã în problematica micro turbomotoarelor. turbomotoarelor. Toate lucrările citate reprezintă punctul de vedere al autorilor, reflectând experiența acestora în domeniile care i-au consacrat. This paper does not have any commercial value, it is developped as an introduction în the speciffics of micro turbine engines. All cited papers express the viewpoint of their respective authors, reflecting their expertise în their field of work.

ISBN: 978-973-0-11580-2.


Particularitățile micro turbomotoarelor

Exceptând evidentele diferențe de gabarit, microturbomotoarele se diferențiază de turbomotoarele clasice, de dimensiuni mari, prin debite masice mici şi putere mult redusa. Importante sunt şi diferențele de turație la care operează acestea, în cazul microturbomotoarelor microturbomotoarelor atingându-se frecvent turații de peste 150 00 rmp, lagărele fiind de obicei te tip hidrodinamic sau aerodinamice. De asemenea, datorita puterii la arbore pot fi utilizate transmisii neconvenționale, cum ar fi transmisiile armonice, cu factor deosebit de mare de transmisie şi randamente bune – similare celor atinse de reductoarele planetare în doua trepte. Materialele utilizate la turbina aparțin unei game mai variate, dintre care materiale ceramice şi compozite (Williams) Debitele relativ mici de aer implica posibilitatea utilizării unor compresoare centrifugale centrifugale cu factori mari de compresie şi intercoolere. Ciclul termodinamic poate fi influențat prin utilizarea de recuperatoare de căldura rotoare armonice şi sisteme de intercooling. Nu în ultimul rând, posibilitatea de dispunere a motoarelor este mult mai diversa, mergând de la integrarea acestora în aripa pentru obținerea unui efect de portanta prin suflarea aerului pe extradosul flapsurilor pana la sisteme de admisie cu suc ţiunea stratului limitã. Domeniul de aplicabilitate pânã recent s-a limitat la UAV-uri şi avioane RC ținta însa, pe măsura ce tehnologiile se ieftinesc, exista perspectiva realizării de micromotoare cu factor mare de dubluflux şi deci cu rapoarte tracțiune/greutate mult îmbunãtãţite şi cu un consum specific comparabil cu cel al motoarelor care echipează aeronave de linie. Au existat şi adaptări ale microturbomotoarelor pentru industria autocamioanelor şi pentru propulsia blindatelor.



Cuprins

pag

7

Titlu

Aplicarea micro turbomotoarelor pentru aviația de transport 13 Microturboreactoare Microturboreactoare - Exemple 16 Configurații atipice de micro Turbomotoare 17 Microturbomotor cu turbocompresor turbocompresor ceramic şi controlul activ al jocului rotorului 20 Micro Turboventilator Turboventilator 21 Bibliografie 22 Operarea Microturbomotoarelor Microturbomotoarelor 39 Bibliografie 40 Compresorul centrifugal 45 Tipuri noi constructive constructive de compresoare centrifugale 47 Varianta de calcul pentru compresorul centrifugal 52 Turbina radiala 56 Exemplu de calcul 50 Bibliografie 61 Calculul performantelor performantelor micro turbomotoarelor 64 Turbina radiala cu stator variabil 66 Lagăre cu aer


73 78 85 86 90 91 94 95 102 105 106 107 108 110 122 127 128 130 136 137

Lagăre magnetice Calculul lagărelor hidrodinamice Bibliografie Turbina din materiale materiale compozite Bibliografie Turbina din materiale materiale ceramice Bibliografie Alte aplicații ale micro-turbomotoarelor micro-turbomotoarelor Wave rotor Bibliografie Instalații de cogenerare Bibliografie Ultra Micro Turbomotoare Micro-turbomotorul Micro-turbomotorul eolian Eficienta propulsiva a unui eolian dublu flux amestecat Micro Statoreactoare Statoreactoare Pulsoreactoarele Pulsoreactoarele cu valvã Pulsoreactoare fãrã valvã Reactorul de varf de palã Bibliografie


Aplicarea micro turbomotoarelor pentru aviația de transport

De la sfârșitul anilor 50, a existat ideea utilizării grupurilor de turbomotoare în locul versiunilor bimotor pentru a obține fie efecte de sustentație fie de a realiza o aerodinamica mai buna a celulei de aviație. Recent, datorita progresului tehnologiei BWB (Blended Wing Body), dar şi a tehnologiilor de fabricație a micro turbomotoarelor, turbomotoarelor, preocuparea de a folosi grupuri de m MTR-uri pentru propulsia distribuita a revenit în prim plan. Pentru a putea compara configurațiile convenționale cu cele potențiale cu turbomotoare de mici dimensiuni s-a încercat găsirea de legi pentru scalarea componentelor astfel încât pierderile de randament, de exemplu, sa poată fi modelate matematic.

Variația randamentului compresorului Este cunoscut faptul ca numărul Reynolds afectează randamentul politropic al mașinilor cu palete. Cu alte cuvinte, pentru un compresor de dimensiuni mai mici este de așteptat o scădere a randamentului.

  − −    ∗   ,

0,4

=1

,

,

=

, 1,7 ,

Unde F=forța propulsivã P=puterea m*=debitul masic normalizat Cc=constantã In cazul ventilatoarelor, pierderile sunt generate preponderent de unde de soc, acestea ne fiind influențate de schimbarea dimensiunilor. Numărul Reynolds este dependent de viteza paletei, indiferent de dimensiunea compresorului


Pentru randamentul turbinei a fost

găsita următoarea relație:

  − −     ∗  ,

0,2

=1

,

, 1,7 ,

=

,

Camerele de ardere, fiind proiectate prin natura lucrurilor pentru stabilitatea flãcãrii, nu sunt afectate de schimb ãrile de dimensiunie. In concluzie, singurii parametrii de interes sunt pierderile de randament pe compresor şi pe turbin ã, odatã cu scãderea dimensiunii motorului. Oportunitãţile oferite de propulsia distribuitã sunt diverse, dintre cele mai importante amintim: ameliorarea ameliorarea aerodinamicii celulei de aviaţie şi posibilitatea ingestiei aerului din siaj pentru compresor (ceea ce îmbunãtãţeşte simțitor randamentul propulsiv al avionului ca ansamblu). Randamentele propulsiv şi termic pot fi exprimate după cum urmează:

     −   −        =

0

0

Reprezentând raportul dintre puterea propulsiva utila şi diferența de putere datorata trecerii fluxului de aer prin motor.

=

0

Pentru ca definițiile sã aibă sens, este necesar ã măsurarea vitezelor în câmpuri de presiune egal ã, cu alte cuvinte în amonte de admisie şi mult în aval fațã de dispozitivul de evacuare. în modelul folosit au fost ignorate efectele vâscozitãţii, deoarece acestea nu influenţau prea mult energia cinetica a fluxului de evacuare la distan ţa respectivã. Folosindu-ne de un artificiu de proiectare, în cazul motoarelor de dimensiuni mici, putem plasa dispozitivul de admisie undeva în siajul unei alte componente aparținând avionului, astfel, pierderile aerodinamice


totale vor fi reduse, forțele de frecare fiind preluate şi modelate ca pierderi de presiune pe dispozitivul de admisie. In acest caz aparte, putem reformula ecuațiile randamentelor de mai sus :

     −   −                       =

0

=

Unde

2

=

2

=

Lucrarea DISTRIBUTED PROPULSION AND TURBOFAN SCALE EFFECTS (Anders Lundbladh) descrie un studiu asupra diverselor configurații poli-motor atât pentru un avion lung curier cu configurație convenționala cat şi pentru un avion avion lung curier cu configurație aripa zburătoare. Parametrii presupuși pentru avionul clasic:

#pax 250 raza Breguet: 15000km Mach M=0,85 alt: 41000 ft 54% capacitate rezervoare pline bimotor


Parametrii presupuși pentru aripa zburătoare:

# pax : 60, raza : 15000km, M=0,85, fl: 37000ft

fig.1 estimările costurilor pentru avion convențional aripa zburătoare

şi pentru configurația


Un studiu de fezabilitate întreprins de NASA în 2003 (NASA/TM.2003-212696) (NASA/TM.2003-212696) discuta avantajele, dezavantajele şi perspectivele de dezvoltare ale unui avion aripa zburătoare cu propulsie distribuita integrata în aripa dintre care amintim: -construirea unei aripi cu supercirculatie supercirculatie -utilizarea de voleţi fluizi sau de flapsuri cu supercirculatie -eliminarea tuturor suprafețelor de control aerodinamice prin folosirea tracțiunii vectorizate şi asimetrice Dintre dezavantaje, cele mai importante ar fi creșterea nivelului de zgomot din structura şi pericolul distrugerii palelor de ventilator în interiorul structurii aripii- ceea ce este mai grav în acest caz decât la avioanele convenționale. Ca varianta de propulsie distribuita este oferita şi schema funcționala a unui turboventilator cu ventilator transversal

MTR

fuselaj

ventilatorare transversale conectate prin cuplaje flexibile

MTR

fig.2 Sunt analizate trei configurații de motorizare a aeronavei: GE 90 2 motoare masa16700 lb 90000lbf CF 34 14 2400 lb Williams FJ22 264 80 lb

tracțiune 12700 lbf 700 lbf


De remarcat raportul tracțiune/greutate care la FJ22 este de 8,75 fațã de 5,38 la GE90 şi 5,25 la CF 34. Desigur, FJ 22 este un motor cu factor mai mic de dubluflux: 4:1 fațã de CF 34 5:1 şi GE 90 9:1.

fig.3 De remarcat este faptul ca pentru configurația cu ventilator transversal poate fi folosit un microturbomotor dispus de-a lungul axei acestuia pentru a evita dificultățile date de cuplaje sau turbine decalate fațã de axa motorului.

fig.4 prima descriere a unui avion cu super circulație şi propulsie distribuita-US2946540 distribuita-US2946540 H. Coandă.


Bibliografie:

[1] US2946540 [2] Embedded Wing Propulsion Conceptual Study Hyun D. Kim and John D. Saunders Glenn Research Center, Cleveland, Ohio [3] US2991961- Rogallo et al propulsie distribuita (1950) [4] DISTRIBUTED PROPULSION AND TURBOFAN SCALE EFFECTS Anders Lundbladh Volvo Aviation


Microturboreactoare Microturboreactoare - Exemple

Aceste motoare sunt singurele aeroreactoare care au curgere radiala atât în compresor cat şi în turbina. compresor centrifugal

camera de ardere inelara

turbina radiala

fig. 5 micro reactorul Sophia J850 elice compresor centrifugal

turbina axiala

fig. 6 micro turbopropulsor Wren evacuarea

reductor de turatie


camera de ardere in contracurent

conul ajutajului compresorul

turbina axiala

fig. 7 turbine technologies.ltd SR-30

dispozitivul de admisie


fig.8 micro reactorul Wren MW54 în secțiune şi vedere explodata


Configurații atipice de micro Turbomotoare In brevetul din 2002, Platts (Universitatea din California) descrie un sistem turbocompresor al cărui compresor are secțiunile la ieșirea din rotor profilate după forma palelor de rotor de turbina. Astfel, acesta reușește sa realizeze un turbomotor deosebit de compact (deși cu arie frontala mare).

fig.9 turbomotorul descris în brevetul US6430917


fig.10

Microturbomotor cu turbocompresor ceramic şi controlul activ al jocului rotorului

Este cunoscutã dependenţa randamentului compresoarelor de jocul dintre înveliș şi palete ( în cazul compresoarelor cu curgere axial ã) şi cel dintre rotor şi difuzor (în cazul celor centrifugale). Având în vedere dimensiunile mici ale grupurilor turbocompresoare utilizate la microturbomotoare, microturbomotoare, este de așteptat un joc proporțional mai mare în cazul acestora. Brevetul US6692222 oferă o soluție tehnica pentru creșterea randamentului compresorului compresorului prin controlul electronic al jocului dintre rotor şi stator.

fig. 11 sistemul turbogenerator electric şi schema bloc de control activ al toleranţei rotorului


fig. 12 schema bloc a operării

fig. 13 toleranţele corelate cu turația rotorului


fig. 14actuator electromagnetic electromagnetic

fig. 15 actuator piezoelectric

fig. actuator pneumatic fig.sistem capacitiv pentru determinarea m işcãrii arborelui


Micro Turboventilator

fig. 18 US7055306 Microturbomotor cu recuperator de căldurã

fig. 19 US20040000148


fig. 20 US20040000148

Bibliografie

[1]wren-turbines.com [2] US20040000148 [3] US7055306 [4] US6692222 [5] US6430917


Operarea Microturbomotoarelo Microturbomotoarelorr

V6.0 ECU Jetcat USA Checklist-ul la pornire:

- Incãrcarea bateriei pentru ECU (Electronic Control Unit) -Asigurarea unui extinctor -Verificarea conductelor de alimentare şi a filtrelor pentru a nu avea obstrucții sau strangulații -Asigurarea eliberării ventilului rezervorului de combustibil -Asigurarea amestecului de 5% ulei – kerosen -Umplerea rezervorului de combustibil – rezervorul principal trebuie sa fie plin -Verificarea închiderii valvei rezervorului de gaz pentru pornire înaintea alimentarii acestuia -Pornirea instalație de comanda -Pornirea instalației turbina de gaz Check-listul la oprire:

-Se imobilizează vehiculul şi se întrerupe funcționarea ITG-ului - După încheierea procesului de răcire, sistemul de comanda este

închis -Intr-o zona asigurata, se

golește rezervorul de gaz pentru pornire.

Sistemul de alimentare:

Combustibilul poate fi Jet-A1, în amestec 5% cu ulei sintetic pentru turbine în conformitate cu standardul MS23699. La instalarea conductelor de alimentare cu niple, se încãlzeşte tubulatura înaintea conectării. La conectarea cu tuburi metalice, se siguranteaza joncțiunea printr-o sarma de sigurantare. Pentru înlăturarea niplelor de pe tubulatura, t ubulatura, tubulatura trebuie tăiata. Pentru inserarea tubulaturii în sistemul de eliberare rapida Festo, se aplica presiune pana la inzavorarea tubului; pentru eliberare trageți apăsând inelul frontal.


fig. 21 Sistemul de alimentare al Jet Cat tubulatura are diametrul de 4 mm Utilizarea sistemului de pornire cu gaz:

Gazul de pornire este un amestec propan/butan 60/40%, amestecul se face deoarece presiunea propanului cu puritate 100% este prea mare şi ar conduce la ruperea tubulaturii.


fig.22


valva de kerosen (stânga) şi cea de propan (dreapta) fig.23


Instalarea bujiei prin incandescen ţã

Bujia este instalata pe motor cu o șaiba, se va evita asamblarea prea strânsa deoarece aceasta ar putea conduce la deteriorarea bucșei, pe de alta parte asamblarea mai slaba este acceptabila deoarece nu exista

vibrații care sa defileteze bujia. Construcția bujiei este modificata astfel încât douã elemente depășesc partea inferioara a acesteia, operațiunea de ridicare a elementelor se face cu ajutorul unui ac.

Înaintea instalării se va verifica funcționarea la

regim incandescent a bujiei la valoarea de 2,6-2,7 V.

fig. 24 Procedura de pornire:

- După completarea check-listului de pornire se trece la: -Se asigura ca nu exista reziduuri de combustibil în MTR -Electromotorul învârte rotorul turbinei la 2500-3500 rpm -Bujia devine incandescenta şi propanul este eliberat

în camera de

ardere - Turația turbinei scade ca urmare a electromotorului în perioada de aprindere, produce, ECU-ul va

întreruperii funcționarii

în cazul în care aprinderea nu se

încerca încã de douã ori în mod automat pornirea


motorului, daca intr-un interval de 30s nu se

realizează, pornirea este

întrerupta automat. -In momentul aprinderii, LED-ul standby este aprins iar electromotorul este repornit pentru a creste rapid turația la 5000 rpm, pompa de kerosen pornește iar ledul pump running se aprinde - Turația turbinei creste progresiv pana la turația de stabilitate.

Când turația turbinei depãşeşte turația de relanti, electromotorul este decuplat iar ledul standby se stinge -Pe măsura ce turația creste către 55000, se va stabiliza pentru o perioada scurta

înainte de a cobora din nou către turația de relanti.

Pentru întreruperea funcționãrii turbomotorului exist ã douã metode:

1.Manual off – în – în care turbomotorul se oprește instantaneu Comandata fie prin poziționarea a trei întrerupătoare AUX pe off fie prin poziționarea manetei de gaze şi trimerul pe poziția minima 2.Auto-off – – modul modul normal de oprire Turbina se stabilizează în jurul valorii de 55000 rpm pentru un interval de 6 secunde înaintea stingerii. Aceasta turație oferă posibilitatea

operării la viteza optima pentru a obține o răcire corecta a turbinei. Modul Auto-off poate fi decuplat în orice moment prin plasarea unui întrerupător AUX pe start/standby înaintea opririi totale a turbinei.


Probleme frecvent întâlnite: problema cauza Procesul de pornire este ratat -turbina este prea fierbinte/ procesul de răcire este incomplete -bateria descărcata sau greșit conectata -bujia este defecta -cablul triconector pentru starter şi bujie este deconectat ECU-ul nu urmărește instrucțiunile -programul radiocomenzii este de la maneta de gaze defect Apare aprinderea însã startul este -aer în conductele de alimentare -pompa de kerosen nu funcționează întrerupt -rezervorul de propan este aproape gol Electromotorul alunecã sau face -praf sau sedimente de ulei în inelul zgomot de etanșare al compresorului EGT-ul dã citiri false de -antena transmiţãtorului prea temperatura sau rpm aproape de UAV


Jet Cat SPH5-turboshaft şi turboprop

senzor de ventilator

turatie

reductor

fig. 25 versiunea turboprop a

evacuare

turbomotor

aceluiași μMTR cu reductor planetar


conectori valva de propan

fig.26

pentru Rx

valva kerosen

pompa de combustibil


conector lubrifiant pentru reductor

kerosen de la pompa reductor/filtru

de combustibil

fig.27 senzor temperatura şi

rpm petru ECU

ECU - bujie incandescenta incandescenta şi starter

admisie propan

admisie kerosen


admisie kerosen

lubrifiere pentru reductor conducta la cel putin 5cm fațãde

motor/evacuare astfel incat sa nu atinga piesele fierbinti

filtru conector Y combustibil de la pompa conducta de propan

fig.28

conector în T

iesire aer comprimat utilizare tub teflon


fig. 29 montarea microturbomotorului în versiunea turboprop pe sasiu


Starterul motorului US6216440

fig. 30 vedere explodatã în sectiune cu starterul μMTR-ului SPH5

fig. 31 poziționarea starterului pe motor


Graupner G-booster

Descrierea motorului:

fig. 32


fig. 33 planul de instalare


fig.34 zona de siguranța

Wren 44 Turboprop Parametrii tehnici: Practical propeller RPM range -1200-9,000 (turbine speed 55,000 – 195,000rpm) Max power - 5.62KW (7.5hp) @ 6300rpm Max torque - 8.52Nm @ 6300 rpm Max thrust 167N (37-1/2lb) @ 7110rpm,MENZ-S 610x205mm (24”x 8”)] Diameter - 86mm (3-3/8”) body, 110mm (4-21/64”) firewall mounting. Length - 326mm (12-13/16”) to prop driver, + propshaft length 40mm (1-

9/16”)

Overall width over exhausts - 250mm (10”) Bulkhead mounting to prop driver plate – 160mm – 160mm (6.3”) Propshaft diameter - 8mm (5/16”), thread - M8x1 Equivalent gasoline engine – approx 75cc (4.6cu.in)

EGT 450’c (idle) to 510’c (max power) Fuel consumption – idle 29ml(1 fl oz)/min, 165ml (5.6fl oz)/min @ full

power. Recommended fuel tank - 950-1500ml (32-50fl oz) Typical flight-time 8-12mins.


Elice potrivite:

2-blades - 430x305mm(17”x 12”) to 610x305mm(24”x 12”) 3-blades - 430x305(17”x 12”) to 560x305mm(22”x 12”) 4-blades - 430x305(17”x 12”) to 535x304mm(21”x 12”)

fig. 35 gabaritul motorului


Bibliografie montare şi instalare micromotoare

[1] JetCat 6V Kerosene Start system [2] Graupner G-booster-manual de instalare [3] V6.0 ECU Jetcat USA-manual de instalare [4] Jet Cat SPH5-turboshaft – manual de instalare [5] Jet Cat SPH5-turboprop-manu SPH5-turboprop-manual al de instalare [6] Wren 44 Turboprop-manual de instalare [7] US6216440


Compresorul centrifugal

Compresoarele de tip centrifugal sunt aproape omniprezente în micro turbomotoare, fiind cu mult mai convenabile, având în vedere dimensiunile motorului, deoarece oferă un raport mare de compresie intrun spațiu relativ mic. Aceste avantaje sunt adesea întâlnite inclusiv la turbomotoare de dimensiuni mai mari cum ar fi PW100 P W100 care echipează ATR-ul sau PW207.

Deși de multe ori microturbomotoarele microturbomotoarele sunt asociate grupurilor turbocompresoare folosite în industria auto, exista diferențe majore intre modalitatea de preluare a aerului de la compresor, în special prin aceea ca, în multe turbosuflante auto nu exista stator, ceea ce la motoarele de aviație ar conduce la pierderi semnificative de randament. Din acest punct de vedere, micro MTR-urile sunt mai degrabă înrudite cu primele modele de motoare turboreactoare (Derwent, Nene, et c.) Pentru dimensionarea compresoarelor pot fi utilizate următoarele reguli generice : Puterea necesara compresorului:

 

=

  ∙   −  ∙   (

)

1000

vitezele de turbionare sunt componentele vitezei absolute care sunt perpendiculare pe direcțiile axiala şi radiala O alta expresie, mai generica ar fi:

    ∙   −   −   −       − =

unde:

(

3

2)

1

3

2

=

2

2

(

3

2

1)


 −          −

unde:

2

3

=

3

2

2

Modelarea palelor de rotor:

Modelul clasic de rotor are palele drepte, pe direcții radiale însa pentru obținerea unui randament superior acestea pot fi curbate în contra sensului de rotație (backsweeping). viteza absoluta

viteza fațãde stator

com com onen onenta ta vort vortic icul ular ara a pentru

compresoare

raportul

dintre

radiale, viteza

turbionala şi cea absoluta se

numeste factor de alunecare

componenta vorticulara redusa de forma paletei viteza relativa

viteza absoluta

f ațãde ațãde stator

fig. 36 triunghiurile de viteza cu

şi fãrã backsweeping

Factorul de alunecare:

    =

/


formula empirica Stanitz:



=1

 −    0,63

Curbarea palelor de rotor reduce în mod simțitor numărul Mach la ieșirea din acesta, prin urmare creste randamentul compresorului reducând şi pierderile de presiune din spațiul dintre stator şi rotor. Ca neajuns, raportul de presiune pe treapta este mai mic decât la compresoarele cu pale radiale, comparân d rotoare cu diametre egale. Unghiul optim recomandat este în jurul valorii de 40º Randamentul politropic este recomandabil a fi corelat cu parametrul viteza specifica, definit :



      ∙  ∙   −  10131.2

2

=

0.1047

[

10,718

unde : n este turația în rpm

fig.37

2

2( 3

0.75 2 )]


Raportul de compresie:

  ∙    −

                          =

1+(

2

2

)

1

2

pentru rotoare cu pale drepte:

=

pentru rotoare cu pale curbate

                                 =

unde:

+

+4

2

=1+(

=

2

/

(

))2

+

=2

)2 +

1+(

=

2

1+(

)2

Efectul tolerantei (F_t) dintre rotor şi stator asupra randamentului compresorului:

   

Δη = (0,48 + 0,02)


Cavitaţia

Compresoarele centrifugale centrifugale au o gama de funcționare mai mare decât cele axiale, fiind mai puțin predispuse pompajului în special datorita faptului ca nu operează în multe trepte succesive. în cazul compresoarelor axiale, necorelarea turației cu debitul masic intre trepte este un factor care generează cavitație.

fig.38 Aspecte limitative: Raport de compresie maxim pe treapta: 9:1 Raport de compresie maxim pe doua trepte 15:1 (considerând ambele trepte antrenate de același arbore, este evident ca una dintre ele va fi operata la o turație diferita de cea optima de funcționare) Debite masice pentru motoare de aviație >1,5kg/s Pentru turbopropulsoare turbopropulsoare şi turboshaft-uri, deoarece viteza vehiculului este mai mica, se pot utiliza compresoare centrifugale şi pentru debite de pana la 10kg/s


Tipuri noi constructive de compresoare centrifugale

1

eta - q

0,95 0,9

N

0,85 0,8 0,75 0,7 0,65 0,6 0,55 0,5 0,0006

0,00065

0,0007

0,00075

q

fig.39 Rotor în tandem ref [4] şi creșterea randamentului fațã de un rotor convențional centrifugal


fig. 40 compresor semi-diagonal APU TS-21

fig. 41 compresor hibrid axial-radial conform US4428715


Variantã de calcul pentru compresorul centrifugal

Parametrii de intrare: Factorul de putere : numărul de pale:

Turația

P_f n N p 03

raportul presiunilor totale:

p 01

diametrul la vârf al ochiului diametrul la baza al ochiului debitul masic de aer temperatura totala la admisie randamentul izentropic unghiul de curbura al statorului

d_t d_r

[m] [m] [kg/s] T_01 [K]

  B

[rad]

Constante: k= exponentul adiabatic R=287 J/kmolK c_p=1,005 * 10^3 J/kgK (k-1)/k k/(k-1) Calculul diametrului rotorului echivalentul termic al lucrului mecanic necesar:

 −    ∙    −

 −   − ∙ 03

01

=

01

03 01

factorul de alunecare:

=1

0.63

1

1


viteza periferica necesara pentru creșterea temperaturii frânate:

     ∙  ∙  −    ∙   ∙   −      −          −     −         =

diametrul

(

01 )

03

=

Puterea necesara pentru antrenarea compresorului:

=

(

01 )

03

Aria inelului de cerc constituit de ochiul rotorului: 2

=

1

2

4

Presupunem viteza de admisie:

1

Iterativ calculam:

1

1

2 1

=

01

2

01

=

1

01 1

1

=

1

1

viteza de admisie pentru verificare iterativa este:

1

=

1

1


Viteza periferica a rotorului la vârf este:

                  =

Viteza periferica a rotorului la baza este:

=

unghiul la vârf :

1

=

unghiul la baza

1

=

vârf ,

Se alege viteza radiala la viteza tangențiala la vârf :

2

=

2

2 2

2 2

=

de unde rezulta C_2, viteza absoluta la

+

2

2

vârf

  − −    −     −    

Echivalentul termic al lucrului mecanic : 2 2

2

Presupunem ca jumătate din pierderile totale au loc în rotor:

=1

02

0.5(1

):

03

= 1+

01

01

01

02

=

03

1


temperatura statica la vârful rotorului

   −    −                ∙    ∙        ∙       2

2 2

=

02

2 / 02

2

2

1

2

=

02

2

02

02

01

=

01

Presiunea statica la vârful rotorului

2

2

=

01

01

densitatea statica la vârful rotorului

2

=

2

=

2

2

calculul ariei secțiunii la vârf

2

2

adâncimea canalului rotorului:

=

viteza locala a sunetului

2

numărul Mach

=

2

2

2

=

2/ 2


Calculul vitezelor pentru stator curbat unghiul în radiani: B viteza radiala:

    −  ∙      2

=

2

viteza tangențiala la vârf :

2

viteza absoluta la vârf

=

2

2

=

2

(

2 2

+

( )

2 2)


Turbina radial ã

Turbinele cu curgere radiala oferă un grad mult mai mare de destindere pe treapta decât turbinele cu curgere axiala. Spre deosebire de cele axiale, gazele de ardere intra în rotorul turbinei dintr-o direcție radiala, schimbându-și apoi direcția de curgere către una axiala, cedând lucru mecanic către arborele turbinei.

fig.

 ∙  −  ∙                   Puterea turbinei: ( =

1000

)


Viteza specifica (mărime adimensionala)

       ∙  ∙   −  10131.2

5

=

0.1047

[

10,718

fig. 43 randamentul izentropic al turbinei radiale

viteza specifica 0,25

5

4( 4

0.75 5 )]

în funcție de viteza specifica

viteza specifica 1,2

fig. 44 dependenta de viteza specifica a geometriei rotorului


Reguli generice de dimensionare:

Numărul Mach la admisie: Pentru a minimiza pierderile de presiune din amonte şi pentru a ne asigura ca fluidul va fi accelerat pe toata suprafața statorului, numărul Mach va trebui limitat la 0,2M Viteza de rotație: Se va tine cont de viteza specifica pentru optimizare, dar şi de turația la care se dorește a fi utilizat lucrul mecanic provenit de la arborele turbinei (in cazul mono-rotor) Raportul de destindere, numărul de trepte: Raportul maxim de destindere este de 8:1 (pentru un randament rezonabil). De obicei nu se înseriază doua trepte radiale din pricina complicațiilor conductelor inter-turbina, mult mai des întâlnita– şi întâlnita– şi mai practicã- este configurația cu turbogeneratorul cu turbina radiala şi turbina libera axiala. Viteza diametrala şi diametrul rotorului:

    2

=

45 4 4 (1

ecuația:

 − − −   

Viteza diametrala se determina cu

1

(

4

5)

de unde rezulta diametrul final al rotorului

)


Inãlţimea statorului

Pentru a evita pierderile excesive prin frecare, se recomanda raportul dintre înãlţimea statorului şi diametrul rotorului sã nu scadã sub 0,04.



           −    

Parametrul de lungime al rotorului:

fig. 46

=

(

+

)/2


Viteza perifericã a rotorului Se recomandã menținerea sub valoarea de 600m/s însa, în cazul rotoarelor festonate se pot atinge viteze de pana la 800m/s fig.47 Rotor festonat US5061154 Allied Signal; palele sunt turnate cu structura de monocristal iar corpul rotorului este policristalin

Numărul Mach la ieșirea din rotor: recomandabil M0,3 fãrã a depăși M0,55 Exemplu de calcul:

date intrare: T intrare=1300k intrare=1300k p intrare=450kPa debit masic=1,5 kg/s raport de destindere=1,7 d estindere=1,7

condițiile la ieșire sunt ( presupunând randamentul eta4~88%):

 −   ∙   −    −  4

5

=

4

4

1

1

1

4

5


1300

−  ∙ ∙  −       = 1300 0.88

1

1

1 1,73,5

= 1139

=

450 1,7

= 265

impunem turația şi determinam randamentul:

fig.48 din graficul de mai sus reiese ca la turație statica, randamentul maxim este la viteza specifica de 0,6 aplicam

   ∙ =

       ∙  − 10131 .2

5

0.1047

[

5

10,718 4 ( 4

0.75 5 )]

=>

  ∙ ∙  ∙ ∙ ∙ −  59 Micro Turbomotoare

1,5 1139

0,6 =

N=41270 rpm

0,1047

10131,2 265000

1300 1139 1150 10,718 0,88

0,75

Așadar din grafic, randamentul izentropic ar fi de 90,5% însa recomandarea este de a scădea 2% din aceștia pentru siguranța (deoarece calculul este doar unul preliminar) deci rezultatul ar fi 88,5 aceasta valorare va fi re-iterata pana la obținerea unei diferențe de aproximare dorita geometria rotorului turbinei: consideram stator radial şi fãrã rotație la ieșire

    2

=

45 4 4 (1



 − − −   

1

(

4

5)

U_ vârf =431 m/s vârf =431

R_ vârf =431/(41 270 * 2 * PI/60) vârf =431/(41

)


Geometria rotorului la ieșire din graficul de jos determinam raportul dintre înãlţimea statorului şi diametrul la intrare al rotorului în funcție de viteza specifica aleasa de 0,6

fig.49 astfel, R_ vârf ieșire vârf ieșire=0,07m alegem #M=0,3M deci Q=19.3834

∙ ∙  ∙  −  

19,3834 = 1,5 A=0,016 m2

0,016 = R_bazaiesire=negativ

0,07 0,072

1300 1300

265

2

așadar numărul așadar numărul mach ales este prea mic, reiteram cu M=0,4


ceea ce da: R_ ieșire ieșire=0,021 ceea ce înseamnă un raport de diametre intrareieșire de 0,3

din fig.1, unghiul statorului este de ~72º, din fig.2, rezulta un raport de 0,9 pentru viteza specifica de 0,6 deci înãlţimea staotrului este de ~ 0,018 m Impunem raportul dintre diametrul rotorului şi cel al spațiului liber de 1,10 (recomandat generic pentru evitarea interacțiunii cu statorul) şi cel al statorului de 1,45 (se determina între 1,35 şi 1,45 itereativ) astfel avem: R_iesire stator=1.1*0.1=0.11m stator=1.1*0.1=0.11m R_intrare stator=1.45*0.11=0,16m stator=1.45*0.11=0,16m Bibliografie:

[1] Gas Turbine Performance Second Edition Paul Fletcher Philip P. Walsh [Rolls Royce] [2] US5061154 [3] US20060039791 [4] First Stage of the Centrifugal Compressor Design with Tandem Rotor Blades Daniel Hanus, Tomáš Čenský Jaromír Nevečeřal, Vojtěch Horký [5] /www.technologie-entwicklung /www.technologie-entwicklung APU-TS21


Calculul performanţelor micro turbomotoarelor date de intrare -raportul de compresie -temperatura de intrare în turbina -randamentul izentropic al compresorului -randamentul izentropic al turbinei -randamentul izentropic al admisiei -randamentul izentropic al ajutajului de reacție



      

-randamentul transmisiei mecanice -randamentul arderii -factorul de pierdere de presiune în camera de ardere



-viteza aerianã -presiunea atmosfericã -temperatura atmosfericã -necesarul de tracțiune F



Valori calculate:

        −             −  −       − 

Valorile frânate după admisie

2

2

2

01

=

+

2

2

01

=

1

2

(1 +

La ieșirea din compresor

02

=

02 01

01

1

02

01

=

01 /

02 01

1


       −    −   ∙        −  ′  −  −    ′  −     

deoarece prin definiție avem:

=

03

04

03

04

=

04

/

02

=

=

1

02

02

1

03

=

03

04

1

04

03

03

raportul presiunilor la ieșirea din ajutaj: presiunea critica este:

01



04

 −     −   −   4

1

=

1

1

1 +1

1

daca este întrunita condiția de mai sus, avem:

          5

5

=

=

2

04

+1

1

04

04

             −     −      −     −  −     −  −      ∙    −            −     −     64 Micro Turbomotoare

=

5

5

0.5 0.5

=

5

=

5

0.5 0.5

=

1

=

5 5

=(

)+(

5

5/

)( )(

)

=

daca nu sunt satisfăcute condițiile pentru ajutaj supersonic avem:

04

5

=

1

1

04

1

04

5

=

04

04

5

5

5

=

5

=

5

0.5

5

= 2 5

04

=( 5

5

5 )^0.5

=

1

5 5

=(

5

)+(

=

5/

)( )(

5

)


Turbina radial ã cu stator variabil

Turbinele radiale utilizate în instalații de cogenerare şi la turbocompresoarele turbocompresoarele pentru motoarele cu piston pot avea un stator variabil, pentru a le optimiza operarea în game variate de turații. Exista diverse metode pentru a varia poziția statorului însa, ca regula generala, acesta este alcătuit dintr-o serie de palete montate prin intermediul unui mecanism biela-manivela pe un inel-unison care , fiind rotit prin intermediul unui piston, rotește paletele de stator. In practica se întâlnesc variante constructive cu acționare pneumatica sau electrica, avantajul acționarii electrice fiind viteza de reacție sporita.

fig. 50 US2770943 Garret Corp.


același brevet cu inelul unison, mecanismul de acționare şi paletele pivotante

fig. 51 Imagini din


Lagăre cu aer

Avantajele utilizării lagărelor cu aer au fost identificate încă din anii’60 însa punerea la punct a unui asemenea lagăr pentru utilizarea la motoare turboreactoare de dimensiuni mari s-a dovedit destul de problematica. Punctele forte ale unui lagăr cu aer sunt turaţiile mari la care se

pretează, durabilitatea în condiţii grele de mediu (fiind practic invulnerabile la particule de praf), uşurinţă în exploatare deoarece nu necesita uleiuri şi nu în ultimul ult imul rând gama de temperaturi destul de larga în care poate opera. În plus, plu s, datorita construcţiei sale, în eventualitatea defectării unui asemenea lagăr, pagubele produse s -ar limita strict la suprafeţele sale (şi eventual ale arborelui). Lagărele cu aer folosesc o pelicula de gaz pentru a menţine la distanta (fie şi una foarte mica) alezajul de arbore. La prima generaţie de asemenea lagăre pierderile presiune cauzate de scurgerea aerului din interiorul lagărului erau compensate prin compresoare de aer. Începând cu cea de-a doua generaţie însa mişcarea de revoluţie a arborelui este utilizata pentru a crea un efect de sucţiune asupra aerului, astfel compensând complet pierderile de presiune. Pentru a spori eficienta lagărului, folia-arc

are o forma de aşa natura încât îngreunează trecerea gazului prevenind astfel o depresurizare rapida.

fig.52 lagăr cu gaz

în secţiune


Exista doua clase de lagăre radiale cu gaz. Dintre cele doua, doar cel compus din doua folii a fost dezvoltat ulterior deoarece conceptul

permitea o optimizare în mai multe direcţii.

fig.53 model abandonat Folia-arc utilizata în lagărele distanţate.

fig.54

de lagăr cu gaz

cu gaz de prima generatei avea pliurile egal


Generaţia a doua aduce o optimizare printr -un -un control mai bun al elasticității foliei-arc. Aceasta elasticitate este controlata prin varierea parametrilor protuberantelor.

fig.55 lagăr cu gaz din

fig.56 folie-arc cu protuberante de

generaţia a doua

dimensiuni variate (generaţia II)


Cea de-a treia generaţie are o geometrie variata atât de-a lungul circumferinţei cat şi pe direcţie axial a fapt care-i conferă o mai buna

funcţionare la o gama mai mare de turaţii şi sarcini.

fig.57 folia-arc a unui lagăr cu

gaz de generaţia a treia.


fig.58 lagăr cu aer conform brevetului US7056025

fig.59 lagăr cu aer conform brevetului US6024 491


fig.60 lagăre axiale cu aer

fig.61 lagăre axiale cu folie-arc dubla (optimizare)

Deoarece prin natura lucrurilor piesele lagărului întra în contact cu arborele în momentul pornirii/opririi muscarii de rotaţie, este nevoie de acoperirea foliei superioare cu anumite straturi protectoare.


Straturi protectoare pentru folia superioară: BN/Pt, BN/Pd BN/Pt BN/SiO2, BN/ZrO2 BN/NiCr,ZrO2/Ni-Cr BN/Ni Cr2O3 TiC A12O3 Tin Tribaloy-400 Pentru arbore: NASA PS212 KAMAN DES TiAlN/TiA1 WC-9Co Cr2O3-4OCr

fig.62 lagăr axial cu aer

În martie 2004 NASA Glenn Research Center a înaintat un raport despre studiul folosirii de Cu-4Al pentru acoperirea cu un strat tribologic

al componentelor lagărelor cu aer. Studiul a fost întreprins la temperatura de 25°C şi de 650°C şi a investigat doua metode de depunere : prin difuzie ionica şi prin depunere catodica cu arc electric. Concluziile studiului au fost ca prin metoda difuziei ionice se pot obţine suprafeţe de pana la 7 ori mai puţin rugoase decât pr in in depunerea

catodica, astfel aceasta metoda deschide noi perspective în ceea ce priveşte fiabilitatea lagărelor cu aer.


fig.63 (stânga) straturi de Cu-4Al depuse prin difuziune ionica pe un substrat de nichel; nichel; (dreapta) un strat strat de Cu-4Al depus depus pe un substrat substrat de nichel prin depunere catodica

Lagăre magnetice

Lagărele magnetice reprezintă din punct de vedere aplicativ o adevărata piatra de hotar în ceea ce priveşte eficientizarea maşinilor mecanice. Deoarece funcţionează pe principiul levitaţiei m agnetice, lagărele acestea nu implica nici un fel de contact între arbore şi alezaj – spre deosebire de lagărele cu aer care au în mica măsura un contact oarecare. Cu toate ca au avantajul clar al lipsei de contact –şi deci a lipsei uzurii- lagărele magnet ice sunt consumatoare de energie. Aceasta

deoarece este nevoie de electromagne e lectromagneţi ţi puternici pentru a putea susţine greutatea arborilor turbomaşinilor (mai ales în momentul în care din cauza manevrelor se ating acceleraţii de peste 1G). Un alt motiv este necesitatea ajustării permanente a intensității câmpului magnetic pentru a compensa eventualele tendinţe de vibraţie cauzate de imperfecţiunile de echilibrare ale rotoarelor (sau în cazul coliziunilor cu pasări). Un avantaj ascuns al lagărelor magnetice este acela ca ele pot funcţiona ca un electromotor pentru a porni direct motoarele principale (f ãr ã a mai avea nevoie de un APU)- soluţie propusa de Rolls Royce.


fig.64 lagăre magnetice produse de Waukesha

fig.65 un lagăr magnetic pentru arborele de 160 mm

al unei instalaţii turbina de gaz.


Deoarece la oprirea motoarelor temperatura lagărelor poate ajunge pânã la 250°C, în mod convenţional este nevoie de un flux de ulei pentru a realiza răcirea. În cazul lagărului l agărului prezentat mai sus, deoarece materialele folosite sunt ceramice, un asemenea flux nu mai este necesar. Mai mult, deoarece nu mai exist ã riscuri în cazul întreruperii fluxului de răcire, lagărele nu mai au nevoie de o dublurã (redundantã).

fig.66 lagăre magnetice axiale cu sistem de lubrifiere

fig.67 lagăre magnetice active (generaţia III) NASA

realizate de AVCON


fig.68 lagăre magnetice active Synchrony Inc

fig.69 turbocompresor General Electric cu lagăre

permanenţi

magnetice cu magneţi


fig.70 dependenta de di stanta a forţei magnetice a unui magnet cu 14 grame

masa de

Datorită variaţiei rapide a forţei magnetice în funcţie de distanţã , un lagăr magnetic funcţionează în parte şi ca un lagăr cu aer. Singura diferenţa este în modul de realizare a susţinerii arborelui în faza de oprire/pornire. Din nefericire existã şi neajunsuri ale utilizării

magneţilor permanenţi în lagăre de turbomotoare. La temperaturi începând cu 80° C unii magneţi încep sã-si piardă din forţa magneticã iar la temperatura de 200° C orice magnet convenţional şi pierde complet proprietăţile magnetice. Pentru aplicaţii care solicitã temperaturi mari se recomandã în general magneţii pe bazã de neodimiu şi samariu-cobalt (magneţii din neodimiu cu fier- bor sunt mai puţin recomandaţi). recomandaţi). Mai mult, magneţii sunt supuşi unui proces natural de

demagnetizare, demagnetizare, cu toate acestea, magneţii din neodimiu sunt mai puţin afectaţi de trecerea timpului.


Calculul lagarelor hidrodinamice Zonele de lubrifiere ale lagărelor hidrodinamice pot fi împãr ţite în trei: Zona de lubrifiere la frontier ã – unde se realizează contactul dintre lagăr şi lagăr şi fus Zona de lubrifiere intermitentã cu peliculã-unde contactul este intermitent Zona de lubrifiere hidrodinamicã- unde se formeazã pelicula hidrodinamicã sub interacțiunea fusului cu fluidul.

Lubrifierea la frontierã

Zona de lubrifiere

Zona de lubrifiere

intermitent ã

hidrodinamic ã

fig.71 Coeficientul de frecare în funcție de parametrul lagărului, P

 unde

=



μ=vâscozitatea dinamica n=turația p=presiunea


Lubrifierea hidrodinamica este denumita şi lubrifiere stabila. Aceasta deoarece exista un mecanism de auto-termo-reglare datorat frecărilor din filmul de ulei. Mecanismul de autoreglare este următorul: 1.Datorita frecărilor , temperatura uleiului creste scăzând

vâscozitatea 2.Datorita vascozitatii scăzute, frecările din lagăr devin mai mici, prin urmare lucrul mecanic transformat în căldura scade 3.Temperatura 3.Temperatura uleiului scade ca urmare a disipației termice 4.Vascozitatea uleiului creste generând frecări care vor re-încălzi pelicula de ulei, reluând astfel ciclul. Zona de lubrifiere intermitenta este instabila, în sensul ca o creștere de temperatura în masa fluidului va conduce la creșter ea ea suplimentara. Fluide Newtoniene: Un fluid newtonian are următoarea relație dintre deformarea transversala şi efortul de forfecare:

    =

fig.72

Vâscozitatea dinamica:

    = /


La rotirea în contact uscat, hertzian, tendința fusului va fi de a se urca pe peretele interior al lagărului, în cazul în care este introdus ulei, aceasta tendința – tendința – sub influenta vascozitatii fluidului- va conduce la antrenarea acestuia şi la crearea unei pelicule portante. în esența, fusul în lagăr acționează lagăr acționează ca o pompa pentru fluidul de lubrifiere.

uscat

lubrifiat linia centrelor

cuzinet fus

toleranta radiala

fig.73


In modelarea matematica a peliculei portante sunt considerate urmatoarele conventii: 1.Lubrifiantul este un fluid newtonian 2.Fortele de inertie din interiorul fluidului sunt neglijabile 3.Fluidul este incompresibil 4.Vascozitatea este constanta 5.Gradientul de presiune în lungul fusului este nul 6.Grosimea peliculei este mult mai mica decat diametrul fusului cuzinet

fus

fus în rotatie

flux de ulei

cuzinet

fig. 74 Din teoria stratului limita, pe directia y, gradientul de presiune este constant


Ecuatia impulsului:

        −  −           =0=

+

+

+

=

de unde rezulta

=

conducând la

2

=

2

Care este ecuația impulsului în x.

Soluția generala:

                  2

2

=

=

Condițiile la limita:

1

=

1

2

2

1

+

+

1

y=0; u=0; y=h(x); u=-U De unde deduce ca

   2

=0

1(

)

+

2(

)


si

        −         −  −    =

1

de unde deducem:

=

( )

1

( )

2

2

2

( )

h(x) şi dp/dx sunt încã necunoscute Debitul masic:

    

            −  −              −   −     −   −     −   ( )

=

0

( )

=

0

1

2

2

( )

3

=

( )

( )

12

2

Conservarea masei impune:

=0

așadar

3

( )

( )

12

2

=0

Ecuația Reynolds

3

( )

12

=

6

( )

    lateralã  ∙   −−      ∙     85 Micro Turbomotoare

relația h(x) unde



=

este toleranta

=

(1 +

= =

=

(1 (1

)

) )

2

1+

Soluția Sommerfeld:

In 1904, A.Sommerfeld a descris o soluție pentru un arbore cu lungime foarte mare, caz în care nu apare curgere axiala.

 ∙    ∙ ∙         ∙   ≤≤ =

6

2

(2 +

2+

2

(1 (1 +

)

+

0

0

unde

p=presiunea r=raza fusului =parametrul de proiectare



Soluția lui Ocvirk (1955)

Soluția Ocvirk se aplica în cazul cuzineților cu lungime finita, permițând un debit de lubrifiant pe direcția longitudinala,z , dar şi pe direcția axiala x. ecuația de baza

−     −     −   3

( )

3

( )

=

6

( )


Ocvirk neglijează primul termen deoarece acesta este mult mai mic fluxul axial 4 3 2 = 2 3 4 1+

  ∙        −    ∙ ≤≤

decât

0

Solutia Ocvirk

Solutia Sommerfeld

unghiul în jurul cuzinetului (θ grade) fig.75 Bibliografie:

[1] US7056025 [2]Hydrodynamic Bearings Bearings - Theory-Martin University of Tennessee lect.25 [3]supermagnete.com [4] US6024491 [5] Synchrony Inc [6] Avcon [7] Waukesha


Turbina din materiale compozite

Incã din anii 80 a fost posibila utilizarea materialelor compozite pentru fabricarea turbinelor, Williams International realizând un blisk de turbina de joasa presiune. Brevetul US4465434 descrie problematica proiectării unui asemenea disc de turbina, aceasta nefiind neapărat legata de temperatura de operare cat de dispunerea straturilor de fibra de carbon astfel încât acestea sã poată prelua atât tensiunile care apar pe suprafețele paletelor cat şi încãrcãrile date de rotor. Sunt cunoscute aplicații ale structurilor compozite carbon amorffibra de carbon pentru scuturi termice precum şi aplicații ale materialelor compozite pentru rotoare paletate. Combinarea acestor doua funcții : aerodinamice şi termo-mecanice reprezintă adevăratul obiect al invenției, aceasta descriind o metodologie de fabricație

fig. 76 dispunerea straturilor de material compozit în interiorul rotorului de turbina radiala


fig. 77 treapta de joasa presiune a unei turbine t urbine cu curgere axiala,Williams din materiale compozite


Domeniul de aplicabilitate al turbinelor din materiale compozite de tipul carbon-carbon, carbon-carbon, în care filamentele de carbon sunt prinse intr-o matrice pe baza de grafit, este relativ restrâns. O aplicație comuna este la turbomotoarele turbomotoarele rachetelor de croaziera care, fiind de dimensiuni mici nu permit pale cu sistem de răcire, în plus, deoarece durata de viața a turbomotorului este oricum foarte mica (i.e. se poate executa un singur zbor, de regula scurt), este irelevant faptul f aptul ca integritatea paletelor este relativ efemera, principala preocupare fiind rezistenta la forța centrifuga şi la solicitările gazodinamice.

fig. 78 turbina descrisa de US4363602, pliurile unidirecționale 62 sunt decalate intre ele la ungh iul u=360º/nr pale

fig.. 79 dispunerea discurilor de rigidizare şi a fibrelor din acestea US4363602


Brevetul US5222866 descrie un mod de proiectare al unui blisk de turbina din materiale compozite, ținând seama de încãr cãrile radiale şi circumferențiare pe care diversele componente ale acestuia trebuie sa le suporte. Ca inovație este folosit un strat de forma elicoidala pentru rigidizarea întregului disc.

fig.80 graficul tensiunilor Radiale fig. densitatea de fibre şi Circumferențiare pe componentele bliskului Radiale Circumferențiare pe în funcție de poziția radiala componente


Bibliografie:

[1] US4676722 [2] US5222866 [3] US4363602 [4] US4465434 [5] US4808076 [6] US4747900 [7] US4867644 [8] US6029347


Turbina din materiale ceramice

Momentan paletele de turbina din materiale ceramice sunt

destinate cu precădere fie aplicaţiilor mici (turbocompresoare) fie instalaţiilor de co-generare pe baza de gaze naturale. Principalii producători de asemenea turbine realizând următoarele mărci de materiale ceramice: Norton Advanced Ceramics NT154 şi NT164 Si3N4 Honeywell Ceramic Components GN10 şi AS800 Si3N4 (186MPa) Kyocera Industrial Ceramics Corporation SN252, SN253, şi SN281 Si3N4 (186 MPa) NGK Insulators, Ltd. SN88 Si3N4

fig.81 stator de turbina din SN 88

Si3N4 deteriorat total după numai 68 de ore de funcţionare

fig. 82 statorul şi rotorul produs de Kyocera K yocera din SN282 după 100 de ore de

teste (generaţia imediat următoare)


fig.83 frezarea cu comand ã numericã a unui rotor de turbinã ceramicã

fig. 84 performanţa mecanicã şi durata de funcţionare a ceramicii dinSi3N4 Principalele probleme generate de ceramicã sunt predispoziția la fisuri (in cele mai multe cazuri aceasta fiind rezolvata de ultimele generații de materiale) şi erodarea (recesiunea) materialului ca urmare a interacțiunii cu fluidul de lucru.


Condițiile ambientale au următoarea influenta(conform modelului de eroziune Ingersoll-Rand, Laboratory/NASA Results pentru carbura de siliciu SiC):

  −       ∙     108

= 512

unde

  2

2

0,5

2

0,5

= presiunea partiala a vaporilor de de apa

) e r o 0 0 0 0 1 r e p % ( r o l e l a p a e n u i s e c e R Temperatura de intraree

în turbine (Celsius)

fig.85 pentru conditii ISA cu umiditate 60% ) e r o 0 0 0 0 1 r e p % ( r o l e l a p a e n u i s e c e R Temperatura de intraree

în turbine (Celsius)

fig. 86 pentru conditii ISA cu umiditate


Bibliografie:

[1] MicroTurbine and Industrial Gas Turbine - Peer Review- James Kesseli 2002 [2] Norton Advanced Ceramics-catalog [3] Kyocera Industrial Ceramics Corporation-catalog [4] Honeywell Ceramic Components


Alte aplicatii ale micro-turbomotoarelor

In industria auto micro-turbomotoarele au fost folosite ca turboshaft-uri pentru a antrena rotile vehiculelor, spre deosebire de industria UAV-urilor care folosește microturbomotoarele microturbomotoarele pentru forța lor reactiva. Configurațiile, deși diverse, au puncte comune în ceea ce privește schimbătoarele de cãldur ã pentru regenerare/recuperare regenerare/recuperare şi camera de ardere care este nu mai este plasata în jurul arborelui turbocompresorului. turbocompresorului. De asemenea turbomotoarele auto sunt dotate cu doua turbine, una pentru antrenarea compresorului iar cealaltă, turbina liber ã, pentru antrenarea arborelui autovehiculului (de obicei camioane). Datorita faptului ca necesita un debit mic de aer, compresorul este de cele mai multe ori într-o singurã treaptã, de construcție centrifugalã.

fig.87 secțiune prin motorul Allison GMT-305


fig. 88 secțiune prin motorul Allison GT-404 (325cp-360cp)


fig. 89 motorul Allison AGT-5 aplicat la Chevrolet Express Ex press şi Cadillac El Dorado

Schimbătoare de căldurã Utilitatea practica practica a unui ciclu Brayton cu regenerare: Randamentul :

 −     −   =

2.5

2

5

2

arii egale

fig. 90 ciclul brayton cu regenerare


Regenerator

camera de ardere

Pnet Compresor

qm Turbine

fig. 91 schema de

funcționare a unui turbo-shaft cu regenerare

In cazul microturbomotoarelor microturbomotoarelor pentru aplicații propulsive (i.e. nu şi în cazul instalațiilor de cogenerare) sunt adesea întâlnite regeneratoare de tip disc. Acestea sunt deosebit de practice atât datorita faptului ca sunt compacte cat şi datorita schimbului rapid de căldura pe care îl asigur ã. fig.92 microturbomotor RGT 3600 (Teledyne Continental Motors) cu regenerator sub forma de disc

turația

turbocompresorului:

42000rpm 3000 rpm turația arborelui turația regeneratorului 14,5 rpm puterea la arbore: 280 kW (375 hp) consum orar: 10l/h raport presiuni: 4.1:1 debit: 2,1 kg/s temperatura la intrate turbina: 1035 C temperatura la ieșire: 274 C


Camera de ardere

Compresor

Regenerator

fig.93 ansamblu turbocompresorului cu discurile de regenerare fig.94 imagine termica a regeneratorului la 50kW(încãrcare) şi 3 min de funcționare constanta


Efectele temperaturii aerului de admisie asupra randamentului termodinamic, puterii şi debitului masic: Temperatura Totala T 1 =288 – 310 [K] Randament

] s / g k [ 2 W c i s a m t i b e D

putere la arbore

Putere | Randament

debit masic

Tem Tem erat eratur ura a K

La dimensionarea volumul unui regenerator se folosesc graficele:

fig. 96


Unde eficacitatea este definita ca raportul dintre diferențele de temperatura la admisa aerului şi la ieșire, respectiv la evacuarea gazelor şi ieșirea aerului încălzit

fig.97 pierderile de presiune pentru un recuperator (ambele grafice sunt pentru un disc de R=30mm) Schimbătoarele de căldura cu disc sunt practice doar pentru motoare cu debite masice <2kg/s (puteri de pana în 500kW)


Wave rotor

Acest dispozitiv rotativ îşi are originile în schimbătorul de caldur ã COMPREX(stânga US4563997), fiind însa descris încã de la mijlocul anilor 40 (US2399394 Seippel). Ideea de bazã cu acest schimbător de cãldur ã este pre-încălzirea aerului înaintea intrării în camera de ardere pe de o parte şi obținerea unei temperaturi de ardere mai mari pe de alta. Deoarece schimbătorul de căldura este prevăzut cu doua porturi de intrare şi doua de ieșire, aceasta fig.98 pre-încălzire poate fi realizata relativ simplu. Exista doua categorii de wave rotor însa aceasta lucrare va trata numai categoria cu patru porturi, aceasta fiind mai întâlnita în practica. Operarea sa se face de regula după cum urmează 1. Aerul de la compresor intra în rotor unde este încălzit (si comprimat) datorita gazelor de ardere Gazele de ardere ies din camera de ardere şi intra în rotor 1’ încălzind aerul de la compresor. 2. Aerul pre-încălzit intra în camera de ardere Gazele de ardere ies din rotor şi se destind în turbina, 2’ antrenând compresorul Datorita faptului ca wave rotorul este în continua mișcare de rotație (mult mai mica decât turația turbocompresorului) turbocompresorului) acesta intra în contact cu aerul de la compresor şi cu gazele arse în mod alternativ, inerția termica a acestuia permițând răcirea pereților răcirea pereților şi şi trecerea gazelor mai calde decât ar permite-o o turbina. Din acest motiv, temperatura din camera de ardere poate fi cu pana la 30% mai mare decât la un turbomotor clasic. De asemenea faptul ca aerul este preîncălzit conduce la o creștere de

randament, ciclul cu wave rotor fiind denumit „topped”.


fig. 99 Vedere explodata cu un wave rotor (US3011487).

fig.100 demonstratorul demonstratorul de tehnologie Rolls Royce Ro yce NASA, un Allison 250 modificat cu un wave rotor cvadri-port intre turbina şi camera de ardere în contra curente


fig. 101 diagrama T-s a ciclului Brayton cu şi fãrã wave rotor TM-1999209459

fig.102 sistemul de trecere de la wave rotor la statorul de turbina: nemodificat(sus stanga), cu stator modificat (dreapta) şi cu voluta (stanga jos) TM-1999-209459 NASA


Cu toate ca dispozitivele wave rotor aduc un potențial enorm în optimizarea ciclului termodinamic al motoarelor cu ardere interna, exista încã probleme majore în ceea ce privește etanșeizarea şi fiabilitatea lor. Bibliografie:

[1]Philip H. Snyder Snyder and Raymond Raymond E. Fish, Fish, 1996, Assessment Assessment of a wave rotor topped demonstrator gas turbine engine concept, Allison Engine Company, Rolls Royce Aerospace Group, Indianapolis, Indiana. [2]Gordon J. Van Wylen, Richard E. Sonntag, Fundementals of thermy dynamics, 3RD edition, pp 327 – 329, [3]G.E. Welch, S. M. Jones, D.E. Paxson, Wave-Rotor-Enhanced Gas Turbine Engines, 1997, NASA LRC, Cleveland Ohio.

[4]J. A. C. Kentfield, M. O’Blenes, Methods for achieving a combustion driven pressure gain în gas turbines, turbines, 1987, Paper Paper 87-GT-126, 87-GT-126, Calgary, Calgary, [5]G.E. Welch, S. M. Jones, D.E. Paxson, Wave Rotor-Enhanced Gas Turbine Engines, 1995, TR ARL-TR-806, NASA LRC, Cleveland Ohio.. [6]M. Razi Nalim, Preliminary Assessment of Combustion Modes for Internal Combustion Wave Rotors, 1995, AIAA-95-2801, Sand Diego, California. [7]M. Razi Nalim, Thermodynamic Limits of Pressure Gain and Work Production

în Combustion and Evaporation Processes, 1998, AIAA-98-

3398, Cleveland, OH. [8]A. Fatsis, Y. Riaud, Thermodynamic analysis of gas turbines topped with wave rotors. 1999,

în Aerospace Science and Technolgy, 1999, no. 5,

293-299, Elsevier, Paris. [9]Wilson, Paxson, Jet Engine Performance Enhancement Through Use of a Wave-Rotor Topping Cycle, 1993, NASA Technical Memorandum 4486, NASA.


Instalaţii de cogenerare

fig.103 schema fluxurilor pentru o centrala de cogenerare cu microturbomotor de 30kW cu gaz natural combined heat and power (CHP) de la Oak Ridge National Laboratory (ORNL) Instalatia are parametrii: turatie:96,000 rpm, AC:50-60 Hz la 36A

fig.104 parametrii cu damperul complete deschis (sus)

şi cu turație constanta variind presiunea (jos)


Bibliografie:

[1]“DER Performance Testing of a Microturbine -Based Combined

Cooling, Heating, and Power (CHP) System,” Proceedings of Power System 2002 Conference, Clemson, SC, March 2002.

[2]“Integration “Integration of Distributed Energy Resources and Thermally-Activated

Technologies,” DistribuTech Conference, Conference, Miami Beach, FL, F L, February

2002.

[3] “Experimental and Theoretical Study of Gas Micro-turbine-Based BCHP System,” Proceedings of the 2001 ASME International Mechanical Engineering Congress and Exposition, AES-23622, New York, NY, November 2001. [4]“CHP Integration (OR IES): Maximizing the

Efficiency of Distributed Generation with Waste Heat Recovery,” Proceedings of the Power Systems 2003 Conference, Clemson, SC, March 2003 [5] Baseline and IES Performance of a Direct-Fired Desiccant

Dehumidification Unit under Various Environmental Conditions,” 2003 ASHRAE Transactions of the Annual Meeting, KC-03-5-2, KC -03-5-2, Kansas City, MI, June 2003. [6] “Laboratory “Laboratory R&D on Integrated Energy Systems (IES),” Proceedings of the 2003 International International Congress of Refrigeration, ICR2003, ICR2003, Washington, DC, August 2003. [7] “Environmental “Environmental Aspects of Operation of a Gas -Fired Microturbinenational Based CHP System,” Proceedings of the 19th Annual Inter national Pittsburgh Coal Conference, Pittsburgh, PA, September 2002. [8] ASHRAE Handbook, Refrigeration 2002, Chapter 41, Cooling, Heating, and Refrigeration Equipment.

“Absorption


Ultra Micro Turbomotoare

Acest tip, relativ nou, de turbo-maşinãrii este dedicat aplicațiilor de mici dimensiuni, în principal pentru generare de energie. Brevetul US7934368B2 descrie eforturile unui grup de cercetători de la Universitatea de stat din Michigan, printre care şi Florin Iancu, de a realiza un micro generator cu turbina. Aplicația include şi un wave rotor integrat, după cum se poate vedea în figurile următoare.

fig.105

fig.106


fig.107 vedere de sus, de jos şi din perspectiva a microturbomotorului microturbomotorului US7934368B2


Micro-Turbomotorul Eolian

Descriere:

Obiectul invenției este un sistem de propulsie de tip turbo-reactor destinat propulsiei structurilor de aviație. Turbomotorul descris în prezenta invenție este caracterizat prin aceea ca turbina sa extrage lucrul mecanic din fluxul de aer atmosferic denumit Motor Turbo Reactor Eolian (MTRE). Intr-un motor turbo-reactor (MTR) compresorul este antenat de o turbina de gaze aflata în interiorul fluxului de gaze arse. Prin plasarea turbinei în fluxul de gaze de ardere, aceasta extrage o parte din energia cinetica a acestora transformând-o în lucru mecanic pentru compresor. Problemele implicate de operarea unei turbine în jetul de gaze arse sunt deosebit de importante şi costisitor de rezolvat. Astfel, temperaturile înalte obliga utilizarea otelurilor şi a acoperirii cu pelicule ceramice si/sau utilizarea sistemelor complicate de răcire care utilizează aer din compresor scăzând astfel randamentul acestuia. Totodată, forțele centrifuge obliga la structuri metalografice sofisticate cum ar fi monocristalele metalice. In plus, prin extragerea de lucru mecanic din fluxul de gaze arse, eficienta propulsiva a acestora scade. Mai mult, pierderile prin frecare ale paletele de turbina dintr-un flux rapid sunt mai mari decât pierderile unor palete de aceeași putere dintr-un flux cu o viteza mai mica. In cazul MTR-eolian (MTR-E) fluxul de gaze arse este lăsat liber realizând propulsia propriu-zisa a aeronavei, lucrul mecanic fiind extras din curentul de aer care circula în jurul nacelei. Este de precizat ca, deși viteza aerului care circula în jurul motorului este mult mai mica decât cea a gazelor de ardere, același lucru mecanic poate fi extras prin adoptarea unor palete de turbina cu dimensiuni mai mari. Exista, desigur soluția constructiva a stato-reactorului care, de asemenea, extrage lucru mecanic necesar n ecesar comprimării aerului din curentul de aer exterior. Compresorul stato-reactorului se bazează pe efectul


dinamic de forțare (ram eng. Ram-jet) a aerului astfel încât acesta se comprimã singur înainte de a intra în camera de ardere. ar dere. Statoreactoarele sunt eficiente la un număr mach mare (peste Mach 3). Avantajul MTR-E este ca deși comprimarea aerului se face prin extragerea de lucru mecanic din aerul ambiant, poate opera atât în regim subsonic (i.e. un număr mach mai mic decât 1) dar şi la viteze trans sonice 1M~1,5M cu un randament şi impuls specific relativ constant. Orice MTR-E are nevoie de o anumita viteza inițiala minima pentru a putea începe operarea. în acest scop pot fi utilizate soluții r acheta cu combustibil convenționale cum ar fi – propulsarea inițiala cu o racheta solid, lansarea dintr-un alt avion convențional a unui vehicul aerian dotat cu MTR-E, antrenarea compresorului printr-un alt motor pana la obținerea unei viteze minime pentru operare. Descrierea detaliata Obiectul invenției este un sistem de propulsie de tip turbo-reactor destinat propulsiei structurilor de aviație. Turbomotorul descris în prezenta invenție este caracterizat prin aceea ca turbina sa extrage lucrul mecanic din fluxul de aer atmosferic denumit Motor Turbo Reactor Eolian(MTRE). Un MTR-E este alcătuit dintr-un grup turbo-compresor (1) care preia aer din mediul ambiant, îl comprimã iar apoi îl introduce într-o camera de ardere ( 2) unde este amestecat cu combustibil şi ars. Gazele rezultate în urma arderii sunt evacuate printr-un ajutaj (3) de tip aero-spike realizând forța de propulsie a motorului. Grupul turbo-compresor (1) este la radul sau alcătuit dintr-o turbina eoliana (4) cu pale (5) neîntubate, care antreneazã angrenajul planetar ( 6) care la randul sau antreneazã rotorul unui compresor centrifugal (7). Rolul angrenajului planetar (6) este de a cr eş eşte turația rotorului de compresor centrifugal ( 7) fațã de turația turbinei (4). Pentru a evita producerea fenomenului de cavitație în rotorul compresorului (7) acesta este prevăzut la interior cu o serie de generatoare de vârtejuri (8).


In plus, angrenajul planetar (6) poate fi realizat fãrã contact mecanic, putând fi realizat dintr-un aranjament magnetic. De asemenea, lagărele de susținere pot fi la rândul lor magnetice Sistemul de propulsie MTR-E este destinat echipării vehiculelor aeriene de factura militara cum ar fi rachetele de croaziera, c roaziera, avioane-ținta sau avioane teleghidate pentru p entru supraveghere. Pentru a realiza faza lansării se pot folosi următoarele soluții constructive: 1. Lansarea vehiculului aerian (9) dotat cu MTR-E ( 10) dintr-un alt vehicul aerian (12) 2. Lansarea vehiculului aerian (9) dotat cu MTR-E ( 10) cu ajutorul unui motor cu combustibil solid ( 13) 3. Antrenarea compresorului rotorului compresorului (7) cu ajutorul unui motor cu piston ( 14) pentru obținerea propulsiei pana la regimul de viteza minim necesar turbinei eoliene ( 4) urmata de decuplarea motorului (14).

Invenția de fațã reprezintă o forma intermediara intre stato-reactor şi MTR. Avantajele acestei invenții sunt următoarele: 1.

2.

3.

eficienta extragerii de lucru mecanic, datorita eliminării pierderilor de entropie prin frecare, este mai mare atunci când viteza fluxului de gaze este mai mica, în cazul nostru aer în locul gazelor de evacuare; așadar turbina eoliana poate fi mai eficienta decât turbina de gaze arse pentru aceiași cantitate de energie extrasa. eficienta propulsiva a gazelor de ardere este mai buna cu cat viteza acestora este mai mare. în cazul MTR-E, gazele de ardere sunt ne-obstrucționate de turbina şi deci îşi păstrează același impuls inițial. Viteza maxima de deplasare a aeronavelor echipate cu asemenea propulsoare este mai mare decât la MTR obișnuite. Aceasta datorita faptului ca viteza maxima la care poate ajunge o aeronava propulsata de un MTR depinde fundamental de viteza gazelor de evacuare.


4.

5. 6.

7.

8. 9.

10.

11.

12.

13.

Masa totalã a MTR-E este mai mic ã decât cea a unui MTR convențional deoarece nu are nevoie de arbori intre turbina şi compresor. în plus, varianta constructiva nu necesita compresoare axiale – ceea ceea ce reduce mai mult masa motorului. Deoarece toate lagărele şi îmbinările sunt magnetice, nu este nevoie de sistem de ungere pentru MTR-E. Deoarece nu exista contact mecanic intre piesele MTR-E, uzura acestora este nula, sporind coeficientul de siguranța al motorului şi sporind eficienta economica în exploatarea acestuia. datorita ajutajului, o parte din arderea combustibilului se face în unda de soc. în urma destinderii în ajutajul aerospike, gazele de ardere sunt supuse unui fenomen de destindere-compresiune generând „discuri Mach”. în aceste discuri mach, presiunea atinge cote mari-realizând o aprindere prin compresie a combustibilului rămas nears în camera de ardere. Datorita arderii în unda de soc, procentul de hidro-carburi eliminat în atmosfera este minimizat. Datorita ajutajului aerospike, motorul poate opera la orice altitudine şi regim de viteza cu un impuls specific constant. Datorita geometriei MTR-E, compresorul centrifugal poate avea un diametru mai mare ceea ce conduce pe de o parte la un debit masic de aer mai mare- crescând forța de propulsie a motorului, pe de alta parte, permite realizarea unor rapoarte de compresie mai mari decât în mod uzualceea ce creste randamentul termodinamic t ermodinamic al motorului (vezi ciclul Brayton) Turbina eoliana a MTR-E este poate fi construita din materiale mai puțin pretențioase puțin pretențioase decât turbina unui MTR convențional (e.g. din materiale compozite spre deosebire de aliajele de Ti-Ni folosite la MTR convenționale) De asemenea, turbina MTR-E nu necesita sisteme de răcire complicate ca în cazul MTR, sistemele de răcire preluând aer comprimat de la compresorul MTR diminuează puterea motorului-factor eliminat în cazul MTR-E Costurile de fabricație a MTR-E sunt mult mai mici decât MTR clasic deoarece nu necesita utilizarea de materiale


şi tehnologii scumpe cum ar fi discuri de turbina

14.

sinterizate, palete de turbina din monocristale din superaliaje, acoperirea cu pelicule ceramice a paletelor de turbina, perforarea cu laser a paletelor de turbina pentru realizarea canalelor de răcire cu pelicula de aer et c. MTR-E poate opera la regimuri de viteza sub-sonica cu o eficienta termodinamica mult mai buna decât pot opera statoreactoarelestatoreactoarele- acestea fiind limitate ca eficienta la viteze de peste 1,2 Mach.

Revendicări: Turbomotorul descris în prezenta invenție este caracterizat prin aceea ca: 1.

2.

3.

4.

5.

6. 7.

Este alcătuit dintr-un grup turbo-compresor cu turbina eoliana care antrenează un compresor centrifugal prin intermediul unui multiplicator de turație de tip planetar eficienta extragerii de lucru mecanic este mai mare atunci când viteza fluxului de gaze este mai mica, în cazul nostru aer în locul gazelor de evacuare; așadar turbina eoliana poate fi mai eficienta decât turbina de gaze arse pentru aceiași cantitate de energie extrasa. eficienta propulsiva a gazelor de ardere este mai buna cu cat viteza acestora este mai mare. în cazul MTR-E, gazele de ardere sunt ne-obstrucționate de turbina şi deci îşi păstrează același impuls inițial. Viteza maxima de deplasare a aeronavelor echipate cu asemenea propulsoare este mai mare decât la MTR obișnuite. Aceasta datorita faptului ca viteza maxima la care poate ajunge o aeronava propulsata de un MTR depinde fundamental de viteza gazelor de evacuare. Masa totala a MTR-E este mai mica decât cea a unui MTR convențional deoarece nu are nevoie de arbori intre turbina şi compresor. în plus, varianta constructiva nu necesita compresoare axiale – ceea ceea ce reduce mai mult masa motorului. Deoarece toate lagărele şi îmbinările sunt magnetice, nu este nevoie de sistem de ungere pentru MTR-E. Deoarece nu exista contact mecanic intre piesele MTR-E, uzura acestora este nula, sporind coeficientul de siguranța


8.

9. 10.

11.

12.

13.

14.

15.

al motorului şi sporind eficienta economica în exploatarea acestuia. datorita ajutajului, o parte din arderea combustibilului se face în unda de soc. în urma destinderii în ajutajul aerospike, gazele de ardere sunt supuse unui fenomen de destindere-compresiune generând „discuri Mach”. în aceste discuri mach, presiunea atinge cote mari-realizând o aprindere prin compresie a combustibilului rămas nears în camera de ardere. Datorita arderii în unda de soc, procentul de hidro-carburi eliminat în atmosfera este minimizat. Datorita ajutajului aerospike, motorul poate opera la orice altitudine şi regim de viteza cu un impuls specific constant. Datorita geometriei MTR-E, compresorul centrifugal poate avea un diametru mai mare ceea ce conduce pe de o parte la un debit masic de aer mai mare- crescând forța de propulsie a motorului, pe de alta parte, permite realizarea unor rapoarte de compresie mai mari decât în mod uzualceea ce creste randamentul termodinamic t ermodinamic al motorului (vezi ciclul Brayton) Turbina eoliana a MTR-E este poate fi construita din materiale mai puțin pretențioase puțin pretențioase decât turbina unui MTR convențional (e.g. din materiale compozite spre deosebire de aliajele de Ti-Ni folosite la MTR convenționale) De asemenea, turbina MTR-E nu necesita sisteme de răcire complicate ca în cazul MTR, sistemele de răcire preluând aer comprimat de la compresorul MTR diminuează puterea motorului-factor eliminat în cazul MTR-E Costurile de fabricație a MTR-E sunt mult mai mici decât MTR clasic deoarece nu necesita utilizarea de materiale şi tehnologii scumpe cum ar fi discuri de turbina sinterizate, palete de turbina din monocristale din superaliaje, acoperirea cu pelicule ceramice a paletelor de turbina, perforarea cu laser a paletelor de turbina pentru realizarea canalelor de răcire cu pelicula de aer et c. MTR-E poate opera la regimuri de viteza sub-sonica cu o eficienta termodinamica mult mai buna decât pot opera statoreactoarelestatoreactoarele- acestea fiind limitate ca eficienta la viteze de peste 1,2 Mach.


Alte variante constructive bazate pe tema MTR-E. MTR-E cu doua grupuri turbocompresoare cu turbina anemometrica MTR-E DF pentru echiparea unui autogir. Singura varianta

constructiva care permite doua fluxuri deoarece „turbina” care antrenează multiplicatorul de turație nu se afla pe direcția admisiei fluxului secundar. Ca atare, este de așteptat ca MTR-E pentru autogir sa reprezinte cea mai viabila varianta din punct de vedere economic, dat fiind faptul ca randamentul propulsiv ar fi superior oricărei variante simplu-flux (pentru vitezele la care lucrează MTR-E) şi de asemenea zgomotul generat de jetul j etul de gaze de evacuare ar fi cu mult diminuat-respectând astfel standardele ICAO.

fig.108 vedere explodata cu un turbomotor eolian


Fig.109 Detaliu cu grupul turbo compresor al MTR-E

Fig. 110 Vedere laterala cu secțiunea MTR-E cu un compresor simplu centrifugal


Fig.111 vedere laterala cu secțiunea unui MTR-E cu compresor centrifugal în 2 trepte

Fig.112 varianta de angrenaj planetar Electro-magnetic


Fig. 113 varianta personala de angrenaj magnetic

Fig. 114 Secțiunea unui compresor centrifugal dublu în doua trepte


Fig. 115 Secțiune în perspectiva a unui compresor centrifugal compact doua trepte

în

Deteriorarea turbinei

Deteriorarea turbinei în timpul operării MTR poate conduce la diminuarea performantelor tehnice ale motorului sau chiar la încetarea funcționarii acestuia (in cazuri extreme). Este frecvent întâlnit cazul în care geometria paletei este modificata de uzura cu mult timp înainte ca aceasta sa fie înlocuita (o gradație mica a uzurii). In cazul unui MTR-E, turbina este plasata în zona rece a motorului, ca atare: 1. materialele utilizate sunt cu mult mai ușoare (compozite) 2. costurile de fabricație sunt mult mai mici – nu necesita tratament termic, turnare speciala, acoperire cu straturi ceramice


3. costurile de întreținere sunt minime, putând fii inspectate vizual, fãrã boroscop, 4. modularitatea este mult mai simpla, palele deteriorate putând fii înlocuite rapid 5. palele de turbina ale unui MTR-E îşi păstrează în toata perioada de operare geometria, ( similar, palele de ventilator ale GE90 au avut nevoie de 3milioane de ore de funcționare – totale pana a fost nevoie de prima înlocuire a unei pale!)

Sistemul de răcire al paletelor de turbina

Deși din punct de vedere fizic, plasarea unei turbine de gaz intr-un curent mai rapid este mai eficient, capitol la care – constructiv vorbindmtr-e este sub nivelul unui mtr-df, acesta din urma necesita răcirea turbinei. Necesarul de aer pentru răcirea paletelor de turbina provine din compresorul de înalta presiune. Acest fapt este datorat tehnicii de răcire prin transpirație, care implica formarea unei pelicule de aer în exteriorul paletei, acest lucru neput ându-se realiza în condițiile în care presiunea aerului de răcire nu ar fi mai mare decât cea a curentului de gaze. Din cauza utilizării unei cantitatea relativ mari de aer comprimat, un mtr convențional pierde o parte din plusul de eficien e ficienţã câștigat în fața unui MTR-E. In plus, frecările generate de vitezele mari ale gazelor pot duce la alte pierderi de entropie.


Eficienta propulsiva a unui eolian dublu flux amestecat

Este binecunoscut avantajul utilizării unui dispozitiv de amestecare al fluxurilor unui MTR-DF cu factor de dublu flux mic. Conform GE US4142365 Raportul dintre forța de propulsive a MTR-ului folosind dispozitivul de amestecare (mixerul) şi forța de propulsive fãrã amestecare poate fi exprimat:

      =

(1 + ) 1

Unde

+

2

F=este forța de propulsie V=viteza fluxului β=factorul de dublu-flux

Aproximând viteza ca fiind egala cu rădăcina pătrata rădăcina pătrata din temperatura medie a fluxului,ecuația de mai sus devine:

 ≅                ≅         ∙   ∙               ≅                    (1 + ) 1

+

2

(1 + )

1

2

1+

1

De asemenea,

1

Așadar :

1

+

1

+

1+

=

1

1+

2

2

2 1

2

  


Deoarece Rezulta ca:



2 1

=

1 2,8

(in cazul unui mtr clasic!)

= 1,0279

Adică aproximativ 103% din valoarea forței de propulsive inițiale. Pentru un mtr-eolian, diferența de temperatura este cu mult mai mare, ca atare, un mixer de aer este cu mult mai util în creșterea forței propulsive. Mai mult, un mixer de aer va reduce simțitor viteza gazelor de evacuare şi deci nivelul de zgomot, atât la sistemul de evacuare cat şi la cel al turbomaşinãriei – prin interacțiunea rotor-stator la turbina, ultimele doua trepte fiind generatoare de zgomot perceptibil.

Statoreactor viteze de operare

Deși este un motor turbo-reactor, din punct de vedere constructiv, din punct de vedere tehnic, MTR-E este mai degrabă înrudit cu statoreactoarele. Acestea, ca şi MTR-E, utilizează o comprimare dinamica, bazata pe extragerea de lucru mecanic din curentul de aer ambiant. Desigur, recuperarea presiunii dinamice în presiunea statica dinainte de camera de ardere este mai simpla în cazul statoreactoarelor statoreactoarelor care zboară la viteze la care aerul are caracter compresibil. Scopul inițial al mtr-e a fost realizarea unui statoreactor de viteza mica, la regim incompresibil. Ca atare, şi versiunea constructivã estemomentan- mult mai complicatã, având mai multe piese în mișcare. Pe de alta parte, spre deosebire de statoreactor, mtr-e prezintă avantajele următoare: 1. poate opera la viteze mai joasa, în regim incompresibil 2. sistemul de „recuperare” al presiunii este din acest motiv mai eficient (chiar daca este mai complex şi mai masiv)


3. datorita arhitecturii dublu-flux, poate opera la un nivel de eficienta mult mai ridicata decât statoreactoarele – care sunt eminamente simplu-flux 4. datorita vitezei minime necesare pot fi lansate printr-o multitudine de metode: a. racheta cu combustibil solid b. sistem electric – în – în cazul mtr-e cu angrenare electrica (deoarece faza de lansare este mult mai scurta şi mai puțin solicitanta) c. poate fi lansata de pe un vehicul purtător , de viteza joasa 5. poate fi utilizat la o varietate de aplicații dintre care, cele mai multe sunt UAV-uri, acestea necesitând motoare ieftine, ușoare şi fãrã necesitați de întreținere.

fig. 116 MTR-Eolian pentru propulsia autogir-ului

Aplicația cu șansa cea mai mare pe care o poate avea, la ora actuala, un MTR-E este cea de echipare a sistemului de propulsie principala pentru un autogir. Decolarea acestuia s-ar face prin reactoare de pala, întocmai ca în cazul Fairey Rotordyne Autogyro . După decolare, rotorul principal ar antrena un arbore care la rân dul sau ar antrena compresorul prin intermediul unui multiplicator de turație.


Raportul de multiplicare este aproximativ egal cu cel al unui reductor pentru elicoptere turbo shaft, cu singura diferența ca acesta nu operează ca reductor de turație ci ca multiplicator. In cazul în care necesitatea o cere, MTR-E poate fi acționat printr-un multiplicator de turație planetar(varianta planetar(varianta pentru MTR-E simplu flux). fig.117

fig. 118 schema unui mtr-e pentru autogir


Ajutaje de tip aerospike

Ajutajul ales pentru aplicațiile mtr-e a fost de tip aerospike cu mixer, datorita faptului ca acest tip de ajutaj asigura o destindere relativ mare pentru o masa totala relativ mica. In general, micro turbomotoarele au de suferit la acest capitol, din cauza ca utilizarea unui ajutaj corect din punct de vedere geometric şi propulsiv este o soluție care îngreunează masa totala a UAV-ului. Astfel, se renunța la eficienta propulsiva în favoarea unui vehicul mai ușor . Teoria de baza a ajutajului aerospike implica destinderea optima la o serie întreaga de altitudini, presiuni atmosferice şi viteze de deplasare realizând aceasta în douã moduri complementare: complementare: 1. In cazul unei presiuni statice mari, aceasta ţine jetul de gaze pe pereții inclinați ai rampei 2. In cazul unei presiuni statice mici, unghiurile rampei sunt de așa natura încât sã menţinã sub amprenta ajutajului coloana de gaze destinsã prin unda de şoc. In plus, un ajutaj de dimensiuni mici de tip aerospike prezintă si avantajul ca poate fi în întregime realizat din materiale compozite izolate termic .

fig.119 aerospike inelar – – gratie NASA Dryden Research Center


Forța de propulsive obținuta prin ajutaje de tip Aerospike este:

       ∝ ∙   −      −      −  =

+

+

= cos ( )

+

(

)

=

=

(

)

Micro Statoreactoare

Statoreactoarele de dimensiuni mici sunt de obicei utilizate de rachete aer-aer (dar nu numai), un exemplu în acest sens fiind racheta Meteor (MBDA). Dispozitivul de admisie al unui statoreactor acționează ca un compresor dinamic, folosindu-se de efectul de compresibilitate al aerului la viteze mari ( peste M=0,3 fiind considerat de către cei mai mulți autori).

fig. 120 motor statoreactor US7000398 statoreactor US7000398 MBDA (EADS) 2006


Pulsoreactoarele Pulsoreactoarele cu valv val v ã

In timpul celui de-al doilea Război Mondial, dorința forțelor militare germane de a realiza o racheta de croaziera (destul de rudimentara) a condus la construirea primelor pulsoreactoare. Aceste motoare cu reacție se diferențiază de turboreactoare în doua aspecte. Primul este funcționarea în regim intermitent sau pulsator-de unde şi denumirea iar cel de-al doilea este simplitatea mecanica întrecuta doar de statoreactoare. Primele pulsoreactoare germane Argus produse de Paul Schmidt utilizau valve pentru a menține uni-direcţionalitatea fluxului de gaze arse. Acest model simplist este, din păcate, cel mai puțin fiabil model de pulsoreactor. Faptul ca respectivele valve sunt supuse unor temperaturi mari combinat cu necesitatea de a se închide şi deschide repede (inerție mica) le face sa fie punctul slab al motorului. Rachetele V1 (Vergeltungswaffe 1) nu necesitau o durata de viața mai mare de 30 de minute şi deci dezavantajul lipsei fiabilității era acceptat. Cu toate modernizările actuale, pulsoreactoarele pot depăși o ora de funcționare continua însa se afla sub standardele de fiabilitate pentru transportul persoanelor.

fig. 121 secțiune schematica a unui pulsoreactor cu valve petale


Valvele în forma de petala se conf ecționează ecționează din table de otel de arcuri. Din cauza proprietarilor sale de rezistenta, valvele sunt realizate prin electro-eroziune sau prin coroziune chimic ã. Procedeul începe prin acoperirea tablei inițiale cu un strat protector (de obicei vopsea) apoi vopseaua este zgâriata după modelul valvei – in in acest fel metalul este expus coroziunii numai pe conturul valvei. Ciclurile termodinamice ale pulsoreactoarelor sunt cu ardere la volum constant (care ar conferi un avantaj fațã de ciclul Brayton daca pulsoreactoarele pulsoreactoarele ar permite rapoarte rapoarte de compresie compresie mari), Lenoir şi Humphry.

2

2

P

T 3

3 1

1

s

V

fig. 122 diagramele P V şi T s pentru un ciclu Lenoir Arderea se face la volum constant,

fãrã comprimare, astfel avem:

căldura primita

Qs = cv(T2 – T1)

căldura cedata

Qr = c p(T3 – T1)

lucrul mecanic

L== Qs - Qr

deci: randamentul este

L=cv(T2 – T1) – c p(T2 – T1) h th

1

c p T 3  T 1  cv T 2  T 1 


altfel scris: h th

dar

T 2 T 1



p 2 p1

 T 3   1   T 1   1  T 2  1    T  1  T 3

,



T 1



p2 V2  p3 V3

h th

deci



 V 3   1   V 1   1  V   3    1  V 1   

h th

1

  1

 r e

 r



e

unde:

V 1

şi

 V  p T    3   2  2 p3  V2  p1 T1  V1  2

p  V3 

V 3

 1

r e = V3/V1

Pulsoreactoare fãrã valva

Din cauza problemelor de fiabilitate, motoarele pulsoreactoare cu valva au fost treptat înlocuite de pulsoreactoare fãrã valva. Acestea, deși păstrează deși păstrează modul intermitent de funcționare, folosesc un alt principiu pentru a menține jetul de gaze arse intr-o singura direcție. Primul pulsoreactor fãrã valva care a fost imaginat ( deși se pare ca nu a fost niciodată folosit) a fost propus de Marconnet. M arconnet. în concepția sa, Marconnet accepta ca gazele arse sa iasă prin ambele capete ale tubului însa încerca o diminuare a fluxului de gaze de ardere care ieșeau prin dispozitivul de admisie.


camera de ardere

injector

fig.123 pulsoreactor Marconnet De menționat ar mai fi pulsoreactorul Schubert care îmbunãtãţeşte puțin modelul lui Marconnet.

Mergând în spiritul ideilor lui Schubert, Paul Schmidt inventează un pulsoreactor care are o admisie “sufocata”. Obiectul central central face ca gazele de ardere sa poată ieși mai greu prin sistemul de admisie fãrã a restricționa în mod considerabil fluxul de aer în faza admisiei propriu-zise.

corp obturator

fig.124 pulsoreactorul fãrã valve al lui Paul Schmidt-gazele din camera de ardere întâmpina o rezistenta mai mare decât fluxul de aer


Modelul lui Schmidt este îmbunãtãţit în continuare de către inventatorul Nikola Tesla. Acesta propune o conducta gazo-dinamica prin care, de asemenea, fluxul care curge dinspre admisie întâmpina o rezistenta la înaintare mult mai mica decât cel provenit dinspre camera de ardere.

conducta de admisie

fig.125 pulsoreactorul lui Tesla Probabil singurul model de pulsoreactor care a fost vreodată folosit de un avion de persoane a fost Escopette realizat de Snecma. Motorul Escopette este primul care introduce o țeava curbata la dispozitivul de admisie. Prin acest simplu truc, gazele evacuate prin partea frontala sunt redirecționate în spatele motorului. Deoarece conducta curbata este la o distanta oarecare de capătul liber al admisiei, aceasta permite introducerea unei noi cantitatea de aer. Fãr ã îndoiala, cel mai de succes motor pulsoreactor fãrã valva este modelul Lockwood-Hiller. Teoria Teoria care sta la baza acestuia este prima din aceasta clasa de motoare. Este foarte importanta dimensionarea motorului pentru obținerea cadenței ideale.


Lockwood exploatează efectul de rezonanta pentru a obține o compresie înainte de arderea amestecului de aer cu combustibil-prin aceasta crescând simțitor forța specificã a motorului.

fig. 126 Ciclul de operare al pulsoreactorului Lockwood Exista un litigiu privind întâietatea inventării acestui tip de pulsoreactor intre Snecma care a produs modelul Ecrevisse şi Hiller însa pulsoreactorul a rămas în istorie cu numele Lockwood-Hiller. Lockwood-Hiller.

fig. 127 Snecma Ecrevisse


In încercarea de a perfecționa modelul de mai sus a fost proiectat pulsoreactorul “chinezesc”. în ciuda denumirii sale, originea proiectului este încã necunoscutã. Acesta obține fenomenul de rezonanţã într-un mod similar cu modelul Lockwood dar brațul brațul admisiei este mult mai scurt. In plus, numărul dispozitivelor de admisie nu este limitat, în general se folosesc douã admisii. Acordarea acestui motor este o problemã deosebitã însã odată r eușitã eușitã, performantele ar trebui sã depãşeascã performanţele motorului Lockwood.

fig.128 pulsoreactorul “chinezesc” cu douã admisii şi augmentatori. Dispozitivele de augmentare folosesc efectul Venturi pentru a prelua o cantitate de aer rece pentru a o încălzi în interiorul tuburilor. Astfel componentã de presiune din expresia forței propulsive a motorului este îmbunãtãţitã. Un alt dispozitiv care ar putea intra în categoria pulsoreactoarelor a fost descoperit întâmplãtor de Reynst. Acesta nu este nimic altceva decât un tub închis la ambele capete. Intr-unul dintre capete este practicat un orificiu prin care gazele arse s ã poată ieși. Incinta tubului conține o cantitate de alcool şi o cantitate de aer. După aprindere gazele arse sunt evacuate prin orificiu creând un vid parțial în incinta. Prin același orificiu este admis o nouã cantitate de aer care se amesteca cu vaporii de alcool care se autoaprind datorit ã temperaturii interioare.


Toate pulsoreactoarele pe care le-am enumerat mai sus au în comun o mare problemã. Compresia amestecului înainte de ardere este foarte mic ã (1,2:1) sau chiar inexistentã. Aceasta deoarece admisia se face în urma unei scăderi destul de mici de presiune după evacuarea gazelor de ardere. Un aspect interesant este cã prin aspirarea aerului ambiant prin ajutajele de evacuare se obține o forța propulsiva negativã-destul de micã încât sã fie neglijatã. Un nou concept care, la aceasta data, nu este testat încearcă sã îmbunãtãţeascã raportul de compresie prin folosirea unei camere de ardere curbe.

fig. 129 pulsoreactorul lui Ogorelec Deoarece are camera de ardere curbata la 180 de grade, putem s ã considerãm cã brațele camerei de ardere constituie cate o mini-camer ã individualã. In acest spirit, Ogorelec consider ã cã dacã una din camere este în faza de aspirație iar cealaltã se aflã în faza de combustie, presiunea gazelor arse va comprima amestecul din cealãlalt braţ. Raportul de compresie estimat de Ogorelec este de 5:1.


Reactorul de v ârf de palã

Utilizarea statoreactoarelor şi pulsoreactoarelor pulsoreactoarelor ca sisteme de propulsie pentru aeronavele cu aripa fixa s-a dovedit a fi ineficienta din cauza regimurilor de zbor necesare şi a randamentului scăzut al motoarelor. Lucrurile stau cu totul altfel când luam în discuție propulsia elicopterelor. în acest caz, la punct fix, vârfurile palelor de elicopter ating viteze comparabile cu viteza sunetului. Astfel folosirea unui mic statoreactor plasat pe vârful fiecărei pale de elicopter poate da rezultate interesante. Prin folosirea cate unui motor pentru a propulsa fiecare pala în mod individual, se elimina o serie de complicații tehnice cum ar fi cutiile de viteza sau rotorul anti-cuplu. Elicopterul HJ-1 proiectat la finele anilor ’40 realiza rotirea celor doua pale ale rotorului prin plasarea cate unui mic statoreactor la vârful fiecărei pale. Comenzile şi mecanica rotorului erau aceleași ca la un elicopter normal, acesta diferind numai prin modul de propulsie al palelor. Versiunea elicopterului cu reactor de vârf de pala produsa pentru marina americana a fost în cele din urma abandonata din cauza faptului ca proiectul încã nu era suficient de avansat pentru a intra imediat în producție. Tot în urma testelor efectuate atunci s-a constatat o tendința a elicopterului de a nu intra în auto giraţie-vitalã în eventualitatea pierderii sistemului de propulsie. Singurul elicopter de acest fel care a fost introdus în serviciu de către o armata a fost Djin-de producție francezã (compania ajungând sa se numească Eurocopter). Un număr de 180 de asemenea aparate de zbor au fost cum pãrate de armata francezã. Diferenta dintre Djin şi modelele propuse de Hiller este ca Djin foloseste un curent de aer rece care este centrifugat de-a lungul palei şi evacuat printr-un ajutaj în vârful acesteia. Aşadar acest elicopter nu foloseşte nici un motor pe v ârful palelor.


Bibliografie

[1] George Mindling, Robert Bolton: US Airforce Tactical Missiles:19491969: The Pioneers, Lulu.com, 200: ISBN 0-557-00029-7 [2] O'Brien,John O'Brien,John Grant, The Pulsejet Engine Engine - A Review of Its Its Development Potential. teza de masterat, JUN 1974 [3] Brown, Harry W. ; Smallberg, Merle, PULSE JET ENGINE, ENGINE, http://handle.dtic.mil/100.2/AD494089 [4] JA Melenric - US Patent 3,188,804, 1965Turbo 1965Turbo supercharged valveless pulse jet engine [5] George Mindling, Robert Bolton: US Airforce Tactical Missiles:19491969: The Pioneers, Lulu.com, 200: ISBN 0-557-00029-7. [6] Aeronautical Engineering Review, Institute of the Aeronautical Sciences (U.S.): 1948, vol. 7 [7] Jan Roskam, Chuan-Tau Edward Lan; Airplane aerodynamics and performance DARcorporation: 1997: ISBN 1-884885-44-6:

Micro Turbomotoare

Recommend Documents