Motor a jato

A Pratt & Whitney F100 turbofan motor para o F-15 Eagle ea F-16 Falcon é testado em Base Aérea de Robins, Georgia, EUA. O túnel por trás do motor abafa o ruído e permite que escape para fugir

Simulação de um o fluxo de ar de turbojet

Um motor a jato é um motor de reação que descarrega um movimento rápido jacto de fluido para gerar impulso, de acordo com Newton terceira lei do movimento . Esta definição ampla de motores a jato inclui turbojatos, turbofans, foguetes, ramjets, jatos pulso e bomba-jatos. Em geral, a maioria dos motores a jato são motores de combustão interna, mas as formas não-combustão também existem.

No uso comum, o termo "motor a jato 'geralmente refere-se a um turbina de gás accionado motor de combustão interna, com um motor de um compressor rotativo alimentado por uma turbina (" Ciclo Brayton "), com o poder fornecendo impulso sobra. Estes tipos de motores a jato são usados principalmente por aviões a jacto para viagens de longa distância. O avião a jato cedo usado motores turbo, que eram relativamente ineficiente para o vôo subsônico. Aviões a jato moderno costumo usar de alta motores turbofan que ajudam a dar altas velocidades, bem como, em longas distâncias, dando melhor eficiência de combustível do que muitas outras formas de transporte.

Cerca de 7,2% do petróleo utilizado em 2004 foi finalmente consumido pelos motores a jato Em 2007 , o custo do combustível de aviação, embora altamente variável de uma companhia para outra, em média, 26,5% dos custos operacionais totais, tornando-se a maior despesa operacional para a maioria companhias aéreas.

História

Os motores a jato pode ser datado do primeiro século dC, quando Heron de Alexandria inventou o aeolipile. Esta fonte de vapor utilizado dirigido através de duas tubeiras de jacto, de modo a causar uma esfera para girar rapidamente sobre o seu eixo. Até agora, como é conhecido, foi pouco utilizado para fornecer energia mecânica, e as potenciais aplicações práticas da invenção do motor a jato do herói não foram reconhecidos. Foi considerado simplesmente uma curiosidade.

Jet propulsoras só literal e figurativamente decolou com a invenção do foguete pelos chineses no século 11. Foguetes inicialmente foram utilizados de forma modesta para fogos de artifício, mas gradualmente evoluiu para impulsionar armamento formidável; e há a tecnologia parado por centenas de anos.

Na Turquia otomana em 1633 Lagari Hasan Çelebi decolou com o que foi descrito para ser um cone em forma de foguete e depois deslizou com as asas em um pouso bem-sucedido de ganhar uma posição no Ottoman exército. No entanto, este foi essencialmente um golpe.

O problema era que os foguetes são simplesmente muito ineficientes em baixas velocidades para ser útil para a aviação geral. Em 1913 René Lorin veio com uma forma de motor a jato, o subsônico ramjet, que teria sido um pouco mais eficiente, mas ele não tinha nenhuma maneira de alcançar altas velocidades suficientes para que ele funcione, eo conceito teórico permaneceu por algum tempo.

No entanto, os engenheiros estavam começando a perceber que o motor de pistão foi auto-limitada em termos de desempenho máximo que poderia ser alcançado; o limite era essencialmente uma de hélice eficiência. Isso parecia pico como pontas da lâmina se aproximou do velocidade do som. Se o motor, e, portanto, aeronaves, o desempenho fosse sempre a aumentar para além de uma tal barreira, de modo que tem que ser encontrada para melhorar radicalmente o desenho do motor de êmbolo, ou um tipo completamente novo de motor teria de ser desenvolvido. Esta foi a motivação por trás do desenvolvimento do motor de turbina a gás, comumente chamado de motor de "jet", que se tornaria quase tão revolucionária para a aviação como os irmãos Wright primeiro vôo '.

As primeiras tentativas de motores a jacto eram modelos híbridos em que uma fonte externa de ar comprimido em primeiro lugar, que foi então misturado com o combustível e queimado para jacto de impulso. Em um tal sistema, uma chamada Thermojet por Secondo Campini mas mais comumente, termojato, o ar era comprimido por um ventilador motorizado por um motor a pistão convencional. Exemplos deste tipo de projeto foram Henri Coanda de Coandă-1910 aeronave, eo muito mais tarde Campini Caproni CC.2, eo japonês Motor de Tsu-11 destina-se ao poder Ohka aviões kamikazes no final da II Guerra Mundial . Nenhum foram inteiramente bem-sucedida eo CC.2 acabou sendo mais lento do que o mesmo projeto com uma combinação tradicional do motor e hélice.

A chave para um motor a jacto prática foi a turbina a gás, usado para extrair energia a partir do próprio motor para accionar o compressor. O turbina a gás não foi uma idéia desenvolvida na década de 1930: a patente para um turbina estacionária foi concedida a John Barber na Inglaterra em 1791. A primeira turbina a gás para executar com êxito a auto-sustentáveis foi construído em 1903 pelo engenheiro norueguês Ægidius Elling. As primeiras patentes para propulsão a jato foram emitidos em 1917. As limitações no design e engenharia prática e metalurgia impedido tais motores atingindo fabricação. Os principais problemas foram segurança, fiabilidade, de peso e, especialmente, sustentada operação.

Albert Fono Em 1915 concebeu uma solução para aumentar a gama de artilharia, compreendendo um projéctil luanched-gun que era para ser unido com uma unidade de propulsão ramjet. Este foi para torná-lo possível obter um longo alcance com baixas velocidades focinho iniciais, permitindo conchas pesadas para ser disparado de armas relativamente leves. Fono apresentou sua invenção ao exército austro-húngaro, mas a proposta foi rejeitada. Em 1928, ele solicitou uma patente alemã sobre ramjets supersônicas, e este foi concedido em 1932.

Em 1923, Edgar Buckingham de os EUA National Bureau of Padrão publicou um relatório expressando ceticismo de que os motores a jato seria economicamente competitivo com prop aeronaves movidas nas baixas altitudes e velocidades do período: "não parece ser, neste momento, qualquer perspectiva seja lá o que propulsão a jato do tipo aqui considerado nunca vai ser de valor prático, mesmo para fins militares ".

Em vez disso, na década de 1930, o motor de pistão em suas muitas formas diferentes (radial rotativa e estática, aircooled e em linha com refrigeração líquida) foi o único tipo de motor disponível para projetistas de aeronaves. Este foi aceitável, desde que foram obrigados única aeronave baixo desempenho e, na verdade todos os que estavam disponíveis.

O Whittle W.2 / 700 motor voou na Gloster E.28 / 39, a primeira aeronave britânica para voar com um motor turbo, e do Gloster Meteor

Em 1928, Colégio RAF Cranwell cadete Frank Whittle apresentou formalmente as suas ideias para um turbo-jato para seus superiores. Em outubro de 1929, ele desenvolveu suas idéias ainda mais. . Em 16 jan 1930 , na Inglaterra, Whittle apresentou a sua primeira patente (concedida em 1932). A patente mostrou um estágio de dois compressor axial alimentação de um único lado compressor centrífugo. Compressores axiais práticos foram possíveis graças idéias de AAGriffith em um papel seminal em 1926 ("Uma teoria aerodinâmica da turbina Design"). Whittle, mais tarde, concentrar-se no compressor centrífugo simples única, por uma variedade de razões práticas. Whittle teve sua primeira corrida motor em abril de 1937. Foi combustível líquido, e incluiu uma bomba de combustível auto-suficiente. A equipe de Whittle experimentou quase pânico quando o motor não iria parar, acelerando, mesmo depois de o combustível foi desligado. Descobriu-se que o combustível tinha vazado para dentro do motor e acumulada em poças. Assim, o motor não parar até que todo o combustível vazou tinha queimado. Whittle foi incapaz de interesse do governo em sua invenção e desenvolvimento continuou a um ritmo lento.

Heinkel He 178, o primeiro avião do mundo a voar apenas a energia turbojet

Em 1935 Hans von Ohain começou a trabalhar em um projeto similar em Alemanha , aparentemente sem saber do trabalho de Whittle. Seu primeiro motor era estritamente experimental e só poderia ser executado em alimentação externa, mas ele foi capaz de demonstrar o conceito básico. Ohain foi então introduzido para Ernst Heinkel, um dos maiores industriais de aeronaves do dia, que imediatamente viu a promessa do design. Heinkel tinha recentemente comprou a empresa do motor Hirth, e Ohain e seu mecânico mestre Max Hahn foram criados lá como uma nova divisão da empresa Hirth. Eles tiveram seu primeiro HeS uma centrífuga motor em funcionamento até setembro de 1937. Ao contrário do projeto de Whittle, Ohain usado hidrogénio como combustível, fornecido sob pressão externa. Seus projetos posteriores culminaram na gasolina-abasteceu HeS 3 de 1.100 lbf (5 kN), que foi montado para Heinkel de simples e compacto He 178 fuselagem e voado por Erich Warsitz no início da manhã de 27 de agosto 1939 , a partir de Marienehe aeródromo, uma impressionante curto espaço de tempo para o desenvolvimento. O He 178 foi o avião do mundo primeiro jato.

Enquanto isso, o motor do Whittle estava começando a olhar útil, e seu Poder Jets Ltd. começou a receber Dinheiro Ministério da Aeronáutica. Em 1941, uma versão flyable do motor denominado W.1, capaz de 1000 lbf (4 kN) de empuxo, foi montado no Gloster E28 / 39 fuselagem especialmente construído para ele, e voou pela primeira vez em 15 de maio de 1941 em RAF Cranwell.

Uma imagem de um motor centrífuga cedo ( DH Goblin II) seccionado para mostrar seus componentes internos

A designer britânica de motores de aeronaves, Frank Halford, trabalhando a partir de idéias de Whittle desenvolveu um "straight through" versão do jato centrífugo; o projeto tornou-se o de Havilland Goblin.

Um problema com estes dois primeiros desenhos, que são chamados motores de centrífuga de fluxo, era que o compressor trabalhado por "jogar" (acelerando) o ar para fora a partir da entrada central para a periferia exterior da máquina, em que o ar foi então comprimida por uma configuração de conduta divergente, convertendo a sua velocidade em pressão. Uma vantagem deste projeto é que ele já era bem compreendido, tendo sido implementado em centrífuga compressores, então em uso generalizado em motores de pistão. No entanto, tendo em conta as limitações tecnológicas iniciais sobre a velocidade do eixo do motor, o compressor necessário ter uma muito grande diâmetro para produzir a energia necessária. Isto significava que os motores tinham uma grande área frontal, o que torna menos útil como um motor de aeronaves devido ao arrastar. Uma outra desvantagem era que o fluxo de ar teve de ser "dobrado" a fluir para trás através da secção de combustão e a turbina e tubo de escape, aumentando a complexidade e baixando a eficiência. No entanto, estes tipos de motores tinham as principais vantagens da luz de peso, simplicidade e confiabilidade, e desenvolvimento progrediu rapidamente para projetos práticos navegabilidade.

A corte do motor de 004 Junkers Jumo.

Austríaco Anselm Franz de Divisão de motores 'Junkers (Junkers Motoren ou Jumo) abordou estes problemas com a introdução do compressor de fluxo axial. Essencialmente, esta é uma turbina no sentido inverso. Ar vindo na parte da frente do motor é soprado na direcção da retaguarda do motor do ventilador por uma fase (condutas convergentes), onde é esmagado de encontro a um conjunto de lâminas não rotativas chamados estatores (condutas divergentes). O processo está longe de ser tão poderoso como o compressor centrífugo, portanto, um número destes pares de fãs e estatores são colocados em série para obter a compactação necessária. Mesmo com todo o complexidade adicional, o motor resultante é muito mais pequena em diâmetro e, portanto, mais aerodinâmico. Jumo foi atribuído o próximo número do motor na sequência de numeração RLM, 4, eo resultado foi o Jumo 004 motor. Depois de muitas dificuldades técnicas menores foram resolvidos, a produção em massa deste motor começou em 1944 como um motor para aviões a jato-lutador do mundo em primeiro lugar, a Messerschmitt Me 262 (e mais tarde aviões a jato-bombardeiro o primeiro do mundo, o Arado Ar 234). Uma variedade de razões conspiraram para atrasar a disponibilidade do motor, este atraso causado o lutador chegar tarde demais para afetar decisivamente a posição da Alemanha na II Guerra Mundial . No entanto, ele será lembrado como o primeiro uso de motores a jato em serviço.

No Reino Unido, o seu primeiro motor de fluxo axial, o Metrovick F.2, correu em 1941 e voou pela primeira vez em 1943. Embora mais poderoso do que os projetos centrífugas na época, o Ministério considerou sua complexidade e falta de fiabilidade uma desvantagem em tempo de guerra. O trabalho em Metrovick levou à Motor de Armstrong Siddeley Sapphire, que seria construído em os EUA como o J65.

Após o fim da guerra, os motores de aeronaves a jato e jato alemães foram extensivamente estudada pelos aliados vitoriosos e contribuiu para trabalhar no início de caças soviéticos e norte-americanos. A herança do motor de fluxo axial é vista no facto de que praticamente todos os motores a jacto sobre aeronaves de asa fixa tiveram alguma inspiração do seu design.

Motores de fluxo centrífugo melhoraram desde a sua introdução. Com as melhorias na tecnologia de rolamento a velocidade do eixo do motor foi aumentada, reduzindo o diâmetro do compressor centrífugo. O comprimento do motor curto permanece uma vantagem deste desenho, particularmente para utilização em helicópteros, em que o tamanho global é mais importante do que a área frontal. Além disso, seus componentes de motores são robustos; compressores de fluxo axial são mais susceptíveis de danos objeto estranho.

Embora projetos alemães eram mais avançados aerodinamicamente, a combinação de simplicidade e metalurgia britânico avançado significava que projetos Whittle derivados eram muito mais confiável do que os seus homólogos alemães. Motores britânicos também foram licenciados amplamente em os EUA (ver Missão Tizard), e foram vendidos para a URSS que a engenharia reversa-los com o Nene acontecendo para alimentar o famoso MiG-15. Projetos americanos e soviéticos, independentes tipos de fluxo axial para a maior parte, não entrará plenamente em seu próprio até 1960, embora a General Electric J47 oferece excelente serviço no F-86 Sabre na década de 1950.

Na década de 1950 o motor a jato estava quase universal em aviões de combate, com a exceção de carga, de ligação e outros tipos especiais. Por este ponto alguns dos projetos britânicos já foram desmatadas para uso civil, e tinha aparecido no início dos modelos como o de Havilland Comet e Canadair Jetliner. Na década de 1960 todos os grandes aviões civis também foram jato alimentado, deixando o motor de pistão em papéis de nicho aqui também.

Melhorias implacáveis na turboélice empurrou o motor de pistão fora do mainstream inteiramente, deixando-o apenas a menor servindo projetos de aviação geral, e alguns uso em avião-robô. A ascensão do motor a jato para uso quase universal na aeronave levou bem menos de 20 anos.

No entanto, a história não foi bem no fim, para a eficiência dos motores a jato ainda estava um pouco pior do que motores de pistão, mas na década de 1970 com o advento da motores de alta desvio jato, uma inovação não previstos pelos primeiros comentaristas como Edgar Buckingham, em altas velocidades e altas altitudes que parecia absurdo para eles, só então a eficiência de combustível finalmente superou a dos melhores motores de pistão e hélice, eo sonho de rápido seguro de viagem, e econômica em todo o mundo finalmente chegou, e sua sisudo, se bem fundamentada para a época, as previsões de que os motores a jato nunca ter grande significado, morto para sempre.

Tipos

Há um grande número de diferentes tipos de motores de jacto, os quais conseguir a propulsão a partir de um jacto de descarga de alta velocidade.

Princípios físicos Gerais

Dependência da eficiência energética (η) da relação de velocidade velocidade de escape / avião (c / v) para airbreathing jatos

Dependência da eficiência energética (η) sobre a taxa de velocidade velocidade do veículo / escape (v / c) para motores de foguete

Todos os motores a jato são motores de reacção que gerar um impulso emitindo um jacto de trás de fluidos em velocidade relativamente alta. As forças exercidas sobre o interior do motor necessário para criar este jacto dar um forte impulso no motor, que empurra para a frente do ofício.

Os motores a jato fazer seu jato propulsor a partir de tancagem que está ligado ao motor (como em um 'rocket') ou de sucção em fluido externo (muito tipicamente ar) e expelindo-a uma velocidade superior; ou mais comumente, uma combinação das duas fontes.

Impulso

O impulso de movimento do motor é igual à massa de fluido multiplicada pela velocidade a que o motor emite esta massa:

I = mc

em que m é a massa de fluido por segundo e c é a velocidade de escape. Em outras palavras, um veículo recebe o mesmo impulso se produz uma grande quantidade de gases de escape de forma muito lenta, ou um pouco de escape muito rapidamente.

No entanto, quando um veículo se move com certa velocidade v, o fluido move-se em relação a ele opostos, criando um arrasto carneiro à entrada:

mv

A maioria dos tipos de motor a jacto têm uma entrada, que fornece a maior parte do fluido que sai do escape. Motores de foguete convencionais, no entanto, não têm uma ingestão, o oxidante e combustível ambos sendo realizado dentro do veículo. Portanto, motores de foguetes não têm ram arrasto; o impulso bruto do bocal é o impulso útil do motor. Por conseguinte, as características de encosto de um motor de foguete são completamente diferente da de um motor a jacto de ar de respiração.

O motor de jacto com uma entrada é apenas útil se a velocidade do gás a partir do motor, c, é maior do que a velocidade do veículo, v, como o impulso útil do motor é o mesmo que o gás se foram emitidos com a velocidade cv. Assim, o impulso é igual a verdade

S = m (cv)

Eficiência energética

Para todos os motores a jato a o rendimento da propulsão (essencialmente eficiência energética) é mais elevada quando o motor emite um jacto de descarga a uma velocidade que é a mesma, ou quase a mesma que, a velocidade do veículo. A fórmula exata para motores de ar de respiração, tal como consta na literatura, é

Um corolário disto é que, particularmente em motores de respiração do ar, que é mais eficiente de energia para acelerar uma grande quantidade de ar por um pouco mais do que uma pequena quantidade de uma grande quantidade, embora a orientação é a mesma.

Além de eficiência propulsiva, outro fator é eficiência do ciclo; essencialmente um motor a jato é tipicamente uma forma de motor de calor. A eficiência do motor de calor é determinada pela relação das temperaturas que são atingidas no motor para que eles se esgotam a partir do bocal, que por sua vez é limitada pela relação de pressão total que pode ser alcançada.

Impulso específico em função da velocidade para diferentes tipos de jato com combustível querosene (hidrogênio I _sp seria de cerca de duas vezes maior). Apesar de a eficiência cai com velocidade, distâncias maiores são cobertos, verifica-se que a eficiência por unidade de distância (por km ou milha) é mais ou menos independente de velocidade para motores a jato como um grupo; no entanto células tornam-se ineficientes em velocidades supersônicas

Combustível / consumo de propelente

Um conceito estreitamente relacionado (mas diferente) para a eficiência energética é o consumo de carburante. O consumo de gás propulsor, em motores a jacto é medido pela Consumo específico de combustível, Impulso específico ou Velocidade de exaustão eficaz. Todos eles medem a mesma coisa, impulso específico e velocidade de exaustão eficaz são estritamente proporcional, enquanto o consumo específico de combustível é inversamente proporcional aos outros.

Para os motores airbreathing como a eficiência energética e turbojatos propelente (combustível) eficiência são a mesma coisa, uma vez que o propulsor é a fonte de energética combustível. Em foguetes, o propulsor é também o escape, e isto significa que um propulsor de alta energia proporciona uma melhor eficiência de propulsor mas a eficiência energética inferior.

Comparação dos tipos

Adequação comparativa para (esquerda para direita) turboshaft, baixo desvio e turbojet para voar a 10 km de altitude em várias velocidades. Eixo horizontal - Velocidade, m / s. O eixo vertical mostra a eficiência do motor.

Turboélices obter pouco de impulso de efeito jet, mas são úteis para comparação. Eles são motores de turbina a gás que tem um ventilador rotativo que leva e acelera a grande massa de ar, mas por uma relativamente pequena mudança na velocidade. Esta velocidade baixa limita a velocidade de qualquer hice avião. Quando a velocidade do avião exceder esse limite, hélices já não fornecem qualquer impulso (cv <0). No entanto, porque eles acelerar uma grande massa de ar, turboélices são muito eficientes.

turborreatores e outros mecanismos semelhantes acelerar uma massa muito menor do ar e do combustível queimado, mas eles emitem que às velocidades muito mais elevadas possíveis com um bocal de Laval. É por isso que eles são adequados para velocidades supersônicas e superior.

Turbofans de derivação ter baixos os gases de escape misturados dos dois fluxos de ar, rodando a velocidades diferentes (C1 e C2). O impulso de tal motor é

S = m1 (c1 - v) + m2 (c2 - v)

em que m1 e m2 são as massas de ar, sendo soprado dos escapamentos de ambos. Tais motores são eficazes em velocidades mais baixas, do que os jactos puros, mas a velocidades mais elevadas do que as turboshafts e hélices em geral. Por exemplo, ao nível de 10 km de altitude, turboshafts são mais eficazes em cerca de 0,4 mach, turbofans de bypass baixos tornam-se mais eficaz em cerca de 0,75 mach e turborreatores tornam-se mais eficaz como motores de escape misturados quando a velocidade se aproxima de 2-3 mach - 2-3x o velocidade do som.

Motores de foguetes têm velocidade de escape extremamente alto e, portanto, são os mais adequados para a alta velocidade ( hipersônico) e grandes altitudes. Em um determinado regulador de pressão, o impulso ea eficiência de um motor de foguete melhora ligeiramente com o aumento da altitude (porque o back-pressão cai, aumentando assim impulso líquido no plano de saída do bocal), enquanto que com um turbojet (ou turbofan) a densidade de queda do ar inserindo o consumo (e os gases quentes que saem do bocal) faz com que o impulso líquido a diminuir com o aumento da altitude. Motores de foguete são mais eficientes do que até mesmo scramjets acima aproximadamente Mach 15.

Ruído

O ruído é devido a ondas de choque que se formam quando o jacto de escape interage com o ar exterior.

A intensidade do ruído é proporcional à pressão, bem como proporcional à quarta potência da velocidade do jacto.

Geralmente, em seguida, os jatos de escape velocidade inferior emitidos a partir de mecanismos tais como turbofans de bypass altos são mais silenciosos, enquanto os jatos mais rápidos são o mais alto.

Embora alguma variação na velocidade de jacto pode muitas vezes ser providenciado a partir de um motor a jacto (tal como por volta de estrangulamento e ajustando o bocal) é difícil variar a velocidade de jacto a partir de um motor ao longo de uma gama muito ampla. Portanto, desde motores para veículos supersônicos como Concorde, jatos militares e foguetes inerentemente precisa ter escape supersônico em alta velocidade, de forma que estes veículos são especialmente barulhento mesmo em baixas velocidades.

Os tipos mais comuns

Motores turbo

Um motor de turbo-jacto, na sua forma mais simples é simplesmente uma turbina a gás com um bocal ligado

Um motor turbo é um tipo de motor de combustão interna frequentemente utilizado para a propulsão de aeronaves . O ar é aspirado para dentro do compressor rotativo através da ingestão e é comprimido, através de etapas sucessivas, a uma pressão mais elevada, antes de entrar na câmara de combustão. O combustível é misturado com o ar comprimido e inflamado pela chama no remoinho de um titular chama. Este processo de combustão aumenta significativamente a temperatura e volume de ar. Produtos de combustão quente que deixa o combustor expandir através de um gás turbina, onde a energia é extraída para accionar o compressor. Este processo de expansão reduz tanto a temperatura e a pressão do gás combustível suficiente, mas é queimado, de modo que ambos os parâmetros são geralmente ainda bem acima das condições ambiente na saída da turbina. A corrente de gás é então expandida até à pressão ambiente através de um injector de propulsão, produzindo um jacto de alta velocidade como os gases de escape. Se a velocidade do jato ultrapassa a velocidade de voo da aeronave, existe uma frente líquida de impulso sobre a fuselagem.

Sob circunstâncias normais, a acção de bombagem do compressor impede qualquer refluxo, facilitando assim o processo de fluxo contínuo do motor. Com efeito, todo o processo é semelhante a um ciclo de quatro tempos, mas com a indução, compressão, ignição, expansão e escape ocorrendo simultaneamente, mas em diferentes seções do motor. O eficiência de um motor a jato é fortemente dependente da proporção total de pressão (/ pressão de entrega de admissão de pressão de entrada do combustor) e a temperatura de entrada da turbina de ciclo.

Também é talvez instrutivo comparar motores turbo com motores a hélice. Motores turbo tomar uma relativamente pequena massa de ar e acelerá-lo por uma grande quantidade, ao passo que uma hélice leva uma grande massa de ar e o acelera por uma pequena quantidade. O escape de alta velocidade de um motor turbo torna eficiente a altas velocidades (especialmente velocidades supersônicas) e altitudes elevadas; Concorde utilizado este tipo, por exemplo. Em aeronaves mais lentas e as necessárias para fazer estágios curtos, um gás turbina-motorizado hélice do motor, comumente conhecido como um turboélice, é mais comum e muito mais eficiente. Muito pequenas aeronaves convencionais geralmente usam motores de pistão, de conduzir uma hélice, mas pequenos turboélices estão ficando menores como tecnologia de engenharia melhora.

O turbo-jacto descrito acima é um desenho único de carretel, no qual um único eixo liga a turbina para o compressor. Dois modelos de spool ter dois sistemas de turbina-compressor concêntricos, que giram, independentemente, com a turbina e compressores para cada secção ligada a partir de extremidades opostas do motor por meio de veios concêntricos. Isto permite uma maior taxa de compressão, bem como uma melhor estabilidade do compressor durante os movimentos do acelerador do motor. Três projetos de spool também existem.

Turbofan

A maioria dos motores a jacto modernas são realmente turbofans, onde o compressor de baixa pressão actua como um ventilador, o fornecimento de ar, não só para sobrealimentação do motor de núcleo, mas para uma conduta de derivação. O fluxo de ar de bypass ou passa para um 'bico frio' em separado ou se mistura com os gases de escape da turbina de baixa pressão, antes de se expandir através de um "bico de fluxo misto».

Turbofans são usados ​​para aviões porque eles dão uma velocidade de escape que corresponda melhor para aviões subsônicos, em velocidade aviões voo motores turbo convencionais gerar um escape que acaba viajando muito rápido para trás, e isso desperdiça energia. Emitindo os gases de escape para que ele acaba de viajar mais devagar, melhor consumo de combustível é alcançado. Além disso, a velocidade de escape inferior dá muito mais baixo ruído.

Na década de 1960, houve pouca diferença entre os motores a jacto civis e militares, para além da utilização de pós-combustão, em algumas aplicações (supersónicas). Turbofans Civis hoje têm uma velocidade de escape baixa (low impulso específico impulso -net dividido pelo fluxo de ar) para manter o ruído do jato ao mínimo e para melhorar a eficiência de combustível. Por conseguinte, a rácio de bypass (desvio de fluxo dividido pelo fluxo de núcleo) é relativamente elevado (razão de 4: 1 até 8: 1 são comuns). Apenas uma única etapa fã é necessária, porque um baixo impulso específico implica um rácio de baixa pressão ventilador.

Turbofans militares de hoje, no entanto, tem um relativamente elevado impulso específico, para maximizar o impulso para uma dada área frontal, o ruído do jato sendo de menos interesse em usos militares em relação ao uso civil. Ventiladores de múltiplos estágios são normalmente necessárias para alcançar a razão de pressão do ventilador relativamente elevado necessário para a alta pressão específica. Embora as temperaturas de entrada da turbina de alta são frequentemente utilizados, a proporção de bypass tende a ser baixa, geralmente significativamente inferior a 2,0.

Uma equação aproximada para o cálculo do impulso líquido de um motor a jato, seja ele um turbojato ou turbofan um misto, é:

onde:

ingestão decaudal mássico

velocidade do jato completamente expandido (na pluma de escape)

velocidade de voo da aeronave

Enquanto o termo representa o impulso bruto do bocal, otermo representa o arrasto carneiro da ingestão.

Motores de foguete

A terceira forma mais comum de motor a jato é o motor de foguete.

Motores de foguetes são usados ​​parafoguetes porque sua velocidade extremamente alta escape e independência do oxigênio atmosférico lhes permite alcançar voo espacial.

Isto é usado para o lançamento de satélites,exploração do espaçoe acesso tripulado, e permitidoo desembarque na Luaem 1969.

No entanto, a alta velocidade de escape e as mais pesadas resultados massa propulsor em vôo menos eficiente do que turborreatores, e seu uso é em grande parte restrita a altitudes muito altas ou muito altas acelerações, onde são necessários, como motores de foguete si mesmos têm uma elevadarelação empuxo-peso .

Uma equação aproximada para o impulso líquido de um motor de foguete é:

Onde é o impulso, é o o impulso específico, é um a gravidade padrão,é a área do sino de escape na saída eé a pressão atmosférica.

Os componentes principais

Os principais componentes de um motor a jacto são semelhantes entre os principais tipos de motores, embora nem todos os tipos de motores têm todos os componentes. As partes principais incluem:

• Secção frio:
  • Entrada de ar (Inlet) - O padrão referencial para um motor a jato é a própria aeronave. Para aeronaves subsónicas, a entrada de ar para um motor a jato não apresenta dificuldades especiais, e consiste essencialmente de uma abertura que é projetado para minimizar o arrasto, como com qualquer outro componente da aeronave. No entanto, o ar de alcançar o compressor de um motor a jacto normal deve ser viajar abaixo da velocidade do som, mesmo para aviões supersónicos, para sustentar a mecânica de fluxo das pás do compressor e turbina. A velocidades supersónicas aéreas, formar ondas de choque no sistema de admissão e reduzir a pressão à entrada do tubo recuperado para o compressor. Por isso, algumas entradas supersónicos utilizar dispositivos, tais como um cone ou rampa, para aumentar a recuperação de pressão, fazendo o uso mais eficiente do sistema de ondas de choque.
  • Compressor ou fã - O compressor é feito de etapas. Cada estágio consiste de palhetas que rodam, e estatores que permanecem estacionários. Como o ar é aspirado através do compressor mais profunda, o seu calor e pressão aumenta. A energia é derivada a partir da turbina (ver adiante), passados ​​ao longo do eixo .
  • Condutas de bypassmuito do impulso de praticamente todos os motores a jato moderno vem de ar do compressor frente que ignora a seção da turbina câmara e gás de combustão que leva diretamente para o bocal ou pós-combustão (caso exista).
• Comum:
  • Eixo - O eixo liga a turbina para o compressor , e executa a maioria do comprimento do motor. Pode haver até três eixos concêntricos, girando em velocidades independentes, com tantos conjuntos de turbinas e compressores. Outros serviços, como uma sangria de ar fresco, também pode executar para baixo do eixo.
• Seção Hot:
  • Combustoroupodeou FlameholdersouCâmara de combustão- Esta é uma câmara onde o combustível é continuamente queimado no ar comprimido.
  • Turbina - A turbina é uma série de discos com pás que funcionam como um moinho de vento, a obtenção de energia a partir dos gases quentes que saem da câmara de combustão . Parte desta energia é usada para acionar o compressor e, em alguns motores de turbina (ou seja, turboélice, turboshaft ou turbofan), a energia é extraída por discos de turbina adicionais e usado para acionar dispositivos como hélices, ventiladores de bypass ou rotores do helicóptero. Um tipo, uma turbina livre , está configurado de tal modo que o disco de turbina dirigir o compressor roda, independentemente dos discos que alimentam os componentes externos. Ar relativamente frio, sangrados a partir do compressor, pode ser usado para arrefecer as pás da turbina e palhetas, para impedi-los de fusão.
  • Afterburner ou reaquecimento (principalmente Reino Unido) - (principalmente militares) Produz impulso extra a queima de combustível extra, geralmente de forma ineficiente, para aumentar significativamente Bico Temperatura entrada no escape . Devido a um volume de fluxo maior (isto é densidade inferior) na saída do queimador posterior, um aumento da área de fluxo da tubeira é necessário, para manter o motor correspondente satisfatória, quando o queimador posterior é acesa.
  • Escape ou do bocal - os gases quentes que saem do escape do motor para a pressão atmosférica através de um bocal, com o objectivo de produzir um jacto de alta velocidade. Na maioria dos casos, o bocal é convergente e uma área de fluxo fixa.
  • Bocal supersônico - Se a razão de pressões do bocal (Entrada Bico Pressão / Pressão Ambiente) é muito elevada, para maximizar o impulso pode valer a pena, apesar do peso adicional, para atender a uma convergente-divergente (de Laval) bico. Tal como o nome sugere, este tipo inicialmente de bocal é convergente, mas para além da garganta (menor área de fluxo), a área de fluxo começa a aumentar de modo a formar a porção divergente. A expansão até à pressão atmosférica e a velocidade de gás supersónico continua a jusante da garganta, enquanto que em um bocal convergente a expansão para além da velocidade do som ocorre externamente, no penacho de escape. O primeiro processo é mais eficiente do que o último.

Os vários componentes citados acima têm restrições sobre como eles estão juntos para gerar o máximo de eficiência ou desempenho. O desempenho ea eficiência de um motor nunca pode ser considerada isoladamente; por exemplo, a eficiência de combustível / distância de um motor a jato supersônico maximiza a cerca de mach 2, enquanto o arrasto para o veículo de transporte está aumentando como uma lei do quadrado e tem muito arrasto extra na região transonic. A maior eficiência de combustível do veículo geral é, assim, tipicamente uma velocidade de Mach 0,85 ~.

Para a otimização de motor para o uso pretendido, importante aqui é o projeto de admissão de ar, tamanho total, o número de estágios do compressor (conjuntos de lâminas), tipo de combustível, número de estágios de escape, a metalurgia dos componentes, quantidade de ar de bypass utilizado, onde o desvio o ar é introduzido, e muitos outros factores. Por exemplo, vamos considerar desenho da entrada de ar.

Entradas de ar

Entradas subsônicas

Modos de operação ingestão de Pitot

Entradas de Pitot são o tipo dominante para aplicações subsônicas. A entrada de pitot subsônico é pouco mais que um tubo com uma carenagem aerodinâmica em torno dele.

Na velocidade zero (ou seja, repouso), ar se aproxima da ingestão de uma multiplicidade de sentidos: do diretamente à frente, radialmente, ou mesmo por trás do plano do lábio ingestão.

A baixas velocidades, o streamtube aproximando o lábio é maior em secção transversal do que a área de fluxo do lábio, ao passo que o número de Mach em voo desenho ingestão as duas áreas de fluxo são iguais. Em altas velocidades o voo streamtube é menor, com excesso de derramamento de ar sobre o lábio.

Começando em torno de 0,85 Mach, ondas de choque pode ocorrer quando o ar acelera através da garganta ingestão.

Radiusing cuidadosa da região do lábio é necessário para otimizar a recuperação de admissão de pressão (e distorção) em todo o envelope de vôo.

Entradas Supersonic

Ingestões supersônicos explorar ondas de choque para desacelerar o fluxo de ar para uma condição na entrada subsônico compressor.

Existem basicamente duas formas de ondas de choque:

1) encontram-se ondas de choque normal perpendicular à direcção do fluxo. Estes formam frentes afiados e chocar o fluxo de velocidades subsônicas. Microscopicamente as moléculas de ar quebrar no meio da multidão subsônico de moléculas como raios alfa. Ondas de choque normais tendem a causar uma grande queda na pressão de estagnação. Basicamente, a entrada supersónico maior número de Mach para uma onda de choque normais, quanto menor o número de Mach saída subsónico e mais forte do choque (ou seja, quanto maior for a perda de pressão de estagnação do outro lado da onda de choque).

2) cónico (3-dimensional) e ondas de choque oblíquas (2D) são inclinadas para trás, como a onda de proa de um navio ou de barco, e irradiar a partir de um distúrbio de fluxo, tal como um cone ou de uma rampa. Para um determinado número de Mach de entrada, eles são mais fracos do que a onda de choque normais equivalente e, embora o fluxo diminui, ele permanece durante todo supersônico. Ondas de choque cónicas e oblíquas transformar o fluxo, que continua na nova direção, até que outra perturbação fluxo é encontrado a jusante.

Nota: Os comentários feitos a respeito de três ondas de choque cónicas dimensionais, geralmente também se aplicam às ondas de choque oblíquas 2D.

Uma versão afiada de lábios da ingestão de pitot, descrito acima para aplicações subsônicas, executa muito bem a velocidades de voo supersónico moderados. A formas isoladas de choque normal de onda à frente do lábio ingestão e "choques" o fluxo para baixo a uma velocidade subsônica. No entanto, como a velocidade aumenta vôo, a onda de choque se torna mais forte, causando uma diminuição percentual maior na pressão de estagnação (ou seja, recuperação de pressão mais pobres). Um lutador cedo US supersônico, o F-100 Super Sabre, usado como uma entrada.

Um lábio unswept gerar uma onda de choque, o que se reflecte várias vezes na entrada. Os mais reflexões antes que o fluxo fica subsônico, melhor recuperação de pressão

Mais entradas supersônicos avançados, excluindo pitots:

a) explorar uma combinação de ondas de choque cônica / s e uma onda de choque normal, para melhorar a recuperação da pressão em altas velocidades de voo supersónico. Onda de choque cónico / s são usados ​​para reduzir o número de Mach supersónico na entrada para a onda de choque normais, reduzindo assim as perdas globais resultantes de choque.

b) tem um número de design de choque-on-lip Mach voo, onde o cônico / oblíqua onda de choque / s interceptar o lábio capuz, permitindo, assim, a área de captura streamtube para igualar área dos lábios a ingestão. No entanto, a seguir o número de Mach de voo de choque no lábio, o ângulo de onda de choque / s são menos oblíqua, fazendo com que a aerodinâmica do lábio que se aproxima para ser desviada pela presença do cone / rampa. Por conseguinte, a área de captura da entrada é menor do que a área do bordo da ingestão, o que reduz o fluxo de ar de admissão. Dependendo das características do fluxo de ar do motor, pode ser desejável para reduzir o ângulo de rampa ou mover-se para trás do cone para reorientar as ondas de choque sobre o bordo da tampa para maximizar o fluxo de ar de admissão.

c) são concebidos para terem um choque normal na canalização a jusante do lábio de admissão, de modo que o fluxo de entrada no compressor / ventilador é sempre subsónico. No entanto, se o motor é desacelerado, há uma redução no fluxo de ar corrigido do compressor LP / ventilador, mas (em condições supersónicas) do fluxo de ar corrigido no lábio ingestão permanece constante, uma vez que é determinado pelo número de Mach de voo e ingestão de incidência / guinada. Esta descontinuidade é superado pelo choque normal, movendo-se para uma área em corte transversal menor na canalização, para diminuir o número de Mach em entrada para a onda de choque. Isto enfraquece a onda de choque, melhorando a recuperação global pressão de admissão. Assim, o fluxo de ar absoluto permanece constante, enquanto que o fluxo de ar corrigido no compressor de entrada cai (por causa de uma maior pressão de entrada). O excesso de ingestão de fluxo de ar também pode ser despejado ao mar ou no sistema de escape, para evitar que as ondas de choque cônica / oblíqua ser perturbado pelo choque normal, sendo forçado muito para a frente por estrangulamento do motor.

Muitos aviões de combate supersónico da segunda geração apresentou um cone de admissão, que foi usado para formar a onda de choque cônica. Este tipo de entrada de cone é claramente visto bem na frente do Inglês elétrico do relâmpago e MiG-21 aeronaves, por exemplo.

A mesma abordagem pode ser utilizada para entradas de ar montados na parte lateral da fuselagem, em que um meio cone tem a mesma finalidade com uma entrada de ar semicircular, como visto noF-104 Starfighter eBAC TSR-2.

Algumas entradas são bic�ico; isto é, eles apresentam duas superfícies cónicas: o primeiro cone é suplementada por uma segunda superfície cónica, menos oblíqua, que gera uma onda de choque adicional cónica, irradiando a partir da junção entre os dois cones. A ingestão bic�ico é geralmente mais eficaz do que a ingestão cónica equivalente, porque a entrada do número de Mach para o choque normal é reduzida pela presença da segunda onda de choque cónica.

A ingestão cónica muito sofisticado foi destaque na SR-71 "s Pratt & Whitney J58s que poderia mover uma espiga cônica frente e para trás dentro da nacele do motor, evitando a onda de choque formada sobre o pico de entrar no motor e estolar o motor, mantendo -lo perto o suficiente para dar uma boa compactação. Cones móveis são incomuns.

Um desenho mais sofisticado do que os cones é o ângulo de entrada de modo a que uma das suas extremidades forma uma rampa. Um onda de choque oblíquas vai formar no início da rampa. O série do século de jactos US caracterizado diversas variantes desta abordagem, geralmente com a rampa no bordo vertical exterior do consumo, o qual foi, em seguida, inclinado para trás para dentro para a fuselagem. Exemplos típicos incluem a República F-105 Thunderchief e F-4 Phantom .

Modos de operação ingestão Concorde

No final deste evoluiu de modo a que a rampa foi na extremidade superior horizontal em vez de o bordo vertical exterior, com um ângulo pronunciado para baixo e para a retaguarda. Esta concepção simplificada da construção de entradas e permitiu o uso de rampas variável para controlar o fluxo de ar para dentro do motor. A maioria dos projetos desde o início dos anos 1960 agora apresentam esse estilo de consumo, por exemplo, o F-14 Tomcat, Panavia Tornado e Concorde .

De um outro ponto de vista, como num bocal supersónico o (ou não-dimensional) de fluxo tem de ser corrigido a mesma no lábio de admissão, na garganta e na ingestão de turbina. Um dos três este pode ser corrigido. Para entradas da garganta é feita variável e um pouco de ar é desviada em redor da turbina e alimentado directamente no pós-combustor. Ao contrário de um bocal de entrada é quer instável ou ineficiente, porque uma onda de choque normal na garganta, de repente, mover-se para o rebordo, aumentando assim a pressão no lábio, levando a arrastar e reduzir a recuperação de pressão, levando a aumento e a turbina perda de um SR-71 .

Compressores

Compressores axiais

Estágio do compressor GE J79

Compressores axiais confiar em lâminas giratórias que têm seções aerofólio, semelhantes a asas de avião. Tal como acontece com as asas do avião em algumas condições, as lâminas podem parar. Se isso acontecer, o fluxo de ar ao redor do compressor parado pode inverter a direção violentamente. Cada projeto de um compressor tem um mapa operacional associado do fluxo de ar em função da velocidade de rotação para as características peculiares a esse tipo (ver mapa compressor).

Em uma determinada condição de regulador de pressão, o compressor opera em algum lugar ao longo da linha running estado estacionário. Infelizmente, esta linha de operação é deslocada durante transientes. Muitos compressores estão equipados com sistemas anti-tenda em forma de bandas de sangria ou estatores de geometria variável para diminuir a probabilidade de surto. Outro método consiste em dividir o compressor em duas ou mais unidades, operando em eixos concêntricos separados.

Outra consideração do projeto é a fase de carregamento médio. Isto pode ser mantida a um nível apreciável, quer por aumento do número de estágios de compressão (mais peso / custo) ou a velocidade da lâmina significativo (mais stress lâmina / disco).

Apesar de grandes compressores de fluxo são geralmente all-axial, os estágios traseiras em unidades menores são demasiado pequenos para ser robusto. Por conseguinte, estas fases são muitas vezes substituídos por uma única unidade de centrifugação. Muito pequenas compressores de fluxo empregam muitas vezes dois compressores centrífugos, ligadas em série. Embora o isolamento nos compressores centrífugos são capazes de rodar em proporções bastante alta pressão (por exemplo, 10: 1), considerações de stress impulsor limitar a taxa de pressão que podem ser utilizados em ciclos totais elevadas do motor relação de pressão.

Aumentar a taxa de pressão global implica elevar a temperatura de saída de alta pressão do compressor. Isto implica uma velocidade mais elevada do eixo de alta pressão, para manter a lâmina dado número Mach ponta sobre o palco posterior do compressor. Considerações de stress, no entanto, pode limitar o aumento da velocidade do veio, fazendo com que o compressor original para estrangular-aerodinamicamente para trás para uma relação de compressão mais baixa do que o ponto de referência.

Câmara de combustão GE J79

Combustores

Grande cuidado deve ser tomado para manter a chama acesa em uma corrente de ar em movimento moderadamente rápido, em todas as condições do acelerador, o mais eficientemente possível. Uma vez que a turbina não pode resistir a temperaturas estequiométricas (uma razão de mistura de cerca de 15: 1), uma parte do ar do compressor é utilizado para temperar a temperatura de saída da câmara de combustão a um nível aceitável (uma razão global de mistura de entre 45: 1 e 130: 1 é utilizado). O ar utilizado para a combustão é considerado como o fluxo de ar principal, enquanto o excesso de ar utilizado para arrefecimento é chamado fluxo de ar secundário. Combustor configurações incluem puder, anular, e pode-anular.

Turbinas

Turbine Stage GE J79

Porque uma turbina expande de alta para baixa pressão, não existe tal coisa como aumento turbina ou stall. A turbina tem menos estágios do que o compressor, sobretudo porque a temperatura de entrada mais elevada reduz a deltaT / T (e, assim, a relação de pressão) do processo de expansão. As lâminas têm mais curvatura e as velocidades de transmissão de gás são mais elevados.

Designers devem, no entanto, impedir que as pás da turbina e pás do derretimento em um ambiente muito alta temperatura e stress. Consequentemente sangrar o ar extraído do sistema de compressão é frequentemente usada para arrefecer as pás da turbina / pás internamente. Outras soluções são materiais melhorados e / ou especial isolante revestimentos. Os discos devem ser especialmente moldado para suportar os enormes tensões impostas pelas lâminas rotativas. Eles tomam a forma de formas de impulso, de reação, ou a combinação de impulso de reação. Materiais melhorados ajudam a manter o peso baixo do disco.

Turbobombas

Turbobombas são as bombas centrífugas que são fiadas por turbinas a gás e são utilizados para aumentar a pressão acima da pressão de propulsor na câmara de combustão de modo que possa ser injectado e queimado. Turbobombas são muito usados ​​com foguetes, mas ramjets e turbojatos também têm sido conhecida a usá-los.

Pós-combustão (reaquecimento)

Turbofan equipado com pós-combustor

Devido às limitações de temperatura com as turbinas a gás, motores a jato não consomem todo o oxigênio do ar ('executar estequiométrica "). Afterburners queimar o oxigênio remanescente depois de sair das turbinas, mas geralmente o fazem de forma ineficiente devido às baixas pressões tipicamente encontrados nesta parte do motor a jato; no entanto, este ganha impulso significativo, o que pode ser útil. Motores destinados para uso prolongado com pós-combustão, muitas vezes têm bicos variáveis ​​e outros detalhes.

Afterburner GE J79

Bicos

O objectivo principal de um bocal é expandir o fluxo de gases de escape para a pressão atmosférica e formá-la em um jacto de alta velocidade para a propulsão do veículo. Para os motores airbreathing, se o jet totalmente expandido tem uma velocidade maior do que a velocidade aerodinâmica da aeronave, em seguida, há um ganho impulso para trás líquido para o ar e haverá um impulso para a frente na fuselagem.

Bocais convergentes simples são usados ​​em muitos motores a jato. Se a razão de pressão do bocal está acima do valor crítico (cerca de 1,8: 1) um bocal convergente sufocar, resultando em alguns dos a expansão até à pressão atmosférica, tendo lugar a jusante da garganta (isto é, menor área de fluxo), na sequência de jacto. Embora a maior parte do impulso bruto produzido ainda será a partir do jacto de impulso, (pressão) de impulso adicional virá do desequilíbrio entre a pressão estática na garganta e à pressão atmosférica.

Muitos motores de combate militares incorporar um pós-combustor (ou reaquecimento) no sistema de escape do motor. Quando o sistema está acesa, a área da garganta da tubeira tem de ser aumentada, para acomodar o fluxo de volume adicional de escape, de modo que o turbomáquinas não tem conhecimento de que a pós-combustão está aceso A área da garganta variável é conseguido movendo uma série de pétalas de sobreposição, que se aproximam da secção transversal do bocal circular.

A razões de alta pressão do bico, a pressão de saída é muitas vezes acima da temperatura ambiente e grande parte da expansão irá ter lugar a jusante de um bico convergente, o que é ineficiente. Consequentemente, alguns motores a jacto (nomeadamente foguetes) incorporar um bocal convergente-divergente, para permitir que a maior parte da expansão para ter lugar contra o interior de um bocal de impulso para maximizar a. No entanto, ao contrário do bocal con-di fixo utilizado num motor de foguete convencional, quando um tal dispositivo é utilizado num motor turbo tem de ser um dispositivo de geometria variável complexa, para lidar com a grande variação na razão de pressão do bocal e encontrou em voo otimização do motor. Isto aumenta ainda mais o peso e custo deste tipo de instalação.

Bocal de exaustão variável, sobre a GE F404-400 baixo bypass turbofan instalado em um Boeing F / A-18 Hornet

O mais simples dos dois é o bico de ejeco , o que cria um bico eficaz através de um fluxo de ar secundário e as pétalas com mola. Em velocidades subsônicas, o fluxo de ar contrai o escape para uma forma convergente. À medida que a aeronave acelera, os dois bicos dilatam, o que permite que os gases de escape de modo a formar uma forma convergente-divergente, acelerando os gases de escape passado Mach 1. motores mais complexos podem, na verdade, utilizar um fluxo de ar terciário para reduzir a área de saída em velocidades muito baixas. Vantagens do bocal ejector são relativa simplicidade e fiabilidade. As desvantagens são o desempenho médio (em comparação com o outro tipo de bico) e arrasto relativamente alta devido ao fluxo de ar secundário. Aeronaves notável por ter utilizado este tipo de bico incluem o SR-71 , Concorde , F-111, e Saab Viggen

Para um melhor desempenho, é necessário usar um injector íris . Este tipo usa sobrepostos, hidraulicamente "pétalas" ajustáveis. Apesar de mais complexa do que o bocal do ejector, que tem um desempenho substancialmente melhor e mais suave do fluxo de ar. Como tal, ele é utilizado principalmente em caças de alto desempenho, tais como o F-14, F-15, F-16, que também é usada em homens-bomba de alta velocidade, tais como o B-1B. Alguns bicos íris modernos também têm a capacidade de mudar o ângulo do encosto (ver vectorização do impulso).

Iris bico empuxo vetorizado

Motores foguete também empregar bicos convergentes-divergentes, mas estes são geralmente de geometria fixa, para minimizar o peso. Por causa das taxas de compressão do bico muito mais elevados experientes, motores de foguetes bicos con-di têm uma relação de área muito maior (saída / garganta) do que aqueles montados em motores a jato. O Convair F-106 Delta Dart tem usado uma tal concepção do bico, como parte de sua especificação do projeto global como um interceptor aeroespacial para alta altitude bombardeiro interceptação, onde o design bico convencional seria ineficaz.

No outro extremo, alguns de alta civis relação de desvio turbofans usar uma relação de área extremamente baixa (menos de 1,01 razão de área), convergente-divergente, bico no desvio (ou escape misto) córrego, para controlar a linha de trabalho do ventilador. O bocal funciona como se tem geometria variável. No vôo baixo acelera o bico é unchoked (menos de um número de Mach de unidade), de modo que o gás de escape acelera medida que se aproxima a garganta e, em seguida, desacelera ligeiramente, uma vez que atinge a secção divergente. Conseqüentemente, área de saída do bico controla o jogo do ventilador e, sendo maior do que a garganta, puxa a linha de trabalho fã um pouco longe da onda. A velocidades de voo mais elevadas, o aumento no consumo de carneiro aumenta a razão de pressão do bico para o ponto em que a garganta se torna de restrição (H = 1,0). Sob estas circunstâncias, a área da garganta da dita jogo ventilador e ser mais pequeno do que a saída empurra a linha de trabalho ventilador ligeiramente na direcção de linha. Este não é um problema, uma vez que a margem fã onda é muito melhor em altas velocidades de vôo.

Reversores

Estes consistem ou de copos que oscilam entre a extremidade do bocal e desviar o jacto de impulso para a frente (como na CC-9), ou que são dois painéis atrás da carenagem que deslize para trás e para inverter apenas o impulso da ventoinha (o ventilador produz o maioria do impulso). Este é o caso em muitas aeronaves de grande porte, tais como o 747, C-17, KC-135, etc.

Sistemas de refrigeração

Todos os motores a jato precisar de gás de alta temperatura para uma boa eficiência, tipicamente alcançado mediante a combustão de hidrocarbonetos ou de combustível de hidrogênio. As temperaturas de combustão pode ser tão alta como 3500K (5841F) nos foguetes, muito acima do ponto de fusão da maioria dos materiais, mas os motores normais de jacto airbreathing utilizar temperaturas um pouco mais baixas.

Os sistemas de refrigeração são utilizados para manter a temperatura das partes sólidas abaixo da temperatura de erro.

Sistemas de ar

Um complexo em torno de incinerador e é injectado no rebordo do disco da turbina rotativa. O ar de refrigeração passa depois através de passagens complexas dentro das pás de turbina. Depois de remover o calor do material da lâmina, o ar (agora bastante quente) é ventilado, através dos orifícios de arrefecimento, para a corrente de gás principal. O ar de arrefecimento para as pás da turbina passa por um processo semelhante.

O arrefecimento da aresta principal da pá pode ser difícil, porque a pressão do ar de arrefecimento apenas no interior do furo de arrefecimento pode não ser muito diferente do que o da corrente de gás em sentido contrário. Uma solução é a de incorporar uma placa de cobertura sobre o disco. Este age como um compressor centrífugo para pressurizar o ar de arrefecimento antes da sua entrada no disco. Outra solução é a utilização de um aro de vedação turbina ultra-eficiente para pressurizar a área onde o ar de arrefecimento passa através do disco rotativo.

Os selos são utilizados para evitar o vazamento de óleo, controle de ar para refrigeração e evitar que o ar flui disperso em cavidades de turbina.

Uma série de (por exemplo) vedações de labirinto permitir que um pequeno fluxo de ar de purga para lavar o disco de turbina para extrair calor e, ao mesmo tempo, pressurizar o rebordo de vedação da turbina, para evitar que os gases quentes que entram na parte interior do motor. Outros tipos de selos são hidráulicos, escova, carbono etc.

Pequenas quantidades de compressor de purga de ar são também usadas para arrefecer o veio, mortalhas de turbinas, etc. Alguns ar é também utilizada para manter a temperatura das paredes da câmara de combustão abaixo crítica. Isto é feito utilizando respiradouro primárias e secundárias que permitem uma fina camada de ar para cobrir as paredes internas da câmara de prevenir o aquecimento excessivo.

Temperatura de saída é dependente do limite superior da temperatura da turbina, dependendo do material. A redução da temperatura também irá prevenir a fadiga térmica e, portanto, falha. Acessórios também podem precisar de seus próprios sistemas de refrigeração usando o ar do compressor ou ar exterior.

Air a partir de estágios do compressor também é usado para o aquecimento do ventilador, célula anti-crosta de gelo e para o calor da cabine. Cuja fase é sangrados a partir depende das condições atmosféricas em que a altitude.

Sistema de combustível

Além do fornecimento de combustível para o motor, o sistema de combustível também é usado para controlar as velocidades do fluxo de ar do compressor da hélice, e o óleo de lubrificação fresco. O combustível é usualmente introduzido através de uma pulverização atomizada, a quantidade de que é controlada automaticamente em função da taxa de fluxo de ar.

Assim, a sequência de eventos para o aumento de impulso é, o regulador de pressão é aberta e a pressão de pulverização de combustível é aumentada, aumentando a quantidade de combustível a ser queimado. Isto significa que os gases de escape são mais quentes e por isso são ejetados em maior aceleração, o que significa que eles exercem forças superiores e, portanto, aumentar a propulsão do motor diretamente. Ela também aumenta a energia extraída pela turbina que acciona o compressor de modo ainda mais rápido e existe um aumento no caudal de ar para dentro do motor, bem.

Obviamente, é a taxa da massa do fluxo de ar que interessa, uma vez que é a variação do momento (velocidade de massa X) que produz a força. Contudo, a densidade varia com a altitude e, consequentemente, a massa de entrada também variará com a altitude, temperatura, etc., o que significa que os valores de aceleração irá variar de acordo com todos estes parâmetros, sem alterar-los manualmente.

É por isso que o fluxo de combustível é controlada automaticamente. Normalmente, há dois sistemas, um para controlar a pressão e o outro para controlar o fluxo. As entradas são geralmente a partir de sondas de pressão e de temperatura a partir da ingestão e em vários pontos por meio do motor. Também entradas do acelerador, a velocidade do motor, etc são necessários. Estas afetam a bomba de combustível de alta pressão.

Unidade de controle de combustível (FCU)

Este elemento é algo como um computador mecânico. Ela determina a saída da bomba de combustível através de um sistema de válvulas que podem alterar a pressão utilizada para fazer com que o curso de bomba, variando desse modo a quantidade de fluxo.

Tome a possibilidade de aumento da altitude onde haverá redução da pressão de entrada de ar. Neste caso, a câmara no interior da FCU se expandirá, que faz com que a válvula de retorno de sangramento mais combustível. Isto faz com que a bomba de combustível para entregar menos até que a pressão na câmara oposta é equivalente à pressão atmosférica e a válvula de retorno vai voltar à sua posição.

Quando o acelerador é aberto, ele libera ou seja, diminui a pressão que permite a queda válvula do acelerador. A pressão é transmitida (por causa de uma válvula de contra-pressão ou seja, não há bolhas de ar no fluxo de combustível) que fecha as válvulas de FCU derramamento (como são vulgarmente chamados) que, em seguida, aumenta a pressão e provoca uma taxa de fluxo mais elevada.

O governador de velocidade do motor é usada para impedir que o motor excesso de velocidade. Ela tem a capacidade de ignorar o controle FCU. Fá-lo por utilização de um diafragma, que detecta a velocidade do motor em termos da pressão centrífuga provocada pela rotação do rotor da bomba. Com um valor crítico, este diafragma faz com que outra válvula de retorno para abrir e sangrar fora o fluxo de combustível.

Há outras maneiras de controlar o fluxo de combustível, por exemplo, com a alavanca de aceleração traço-pot. O acelerador tem uma engrenagem, que engrena com a válvula de controlo (como uma cremalheira e pinhão) fazendo-a deslizar ao longo de um cilindro que tem portas em várias posições. Mover o acelerador e, portanto, a válvula deslizante ao longo do cilindro, abre e fecha essas portas como projetado. Na verdade, existem duas válvulas viz. o regulador de pressão e válvula de controle. A válvula de controlo é utilizado para controlar a pressão de um lado da válvula de estrangulamento de modo a que ele dá direito a oposição à pressão de controlo do acelerador. Ele faz isso através do controlo da saída do combustível a partir de dentro do cilindro.

Assim, por exemplo, se a válvula de estrangulamento é movido para cima para permitir que mais combustível em, isso significa que a válvula do acelerador se tenha deslocado para uma posição que permite que mais combustível flua através e por outro lado, as portas são abertas sob pressão necessários para manter o equilíbrio de pressão de modo que a alavanca do acelerador fica onde está.

No aceleração inicial, é necessário mais combustível e a unidade está adaptado para permitir que mais combustível flua através da abertura de outras portas numa posição do acelerador particular. As alterações na pressão do lado de fora ou seja, ar de altitude, velocidade de aviões, etc são detectados por uma cápsula de ar.

Bomba de combustivel

As bombas de combustível são utilizados para aumentar a pressão acima da pressão de combustível na câmara de combustão de modo que o combustível pode ser injectado. As bombas de combustível são geralmente accionado pelo veio principal, através de engrenagens.

Turbobombas são muito usados ​​com foguetes a combustível líquido e contam com a expansão de um gás a bordo através de uma turbina.

Turbobombas Ramjet usar ram ar expandindo através de uma turbina.

Sistema de partida do motor

O sistema de combustível, conforme explicado acima, é um dos dois sistemas necessários para o arranque do motor. A outra é a ignição real da mistura ar / combustível na câmara. Normalmente, uma unidade auxiliar de potência é utilizado para iniciar os motores. Ele tem um motor de arranque, que tem um elevado binário transmitido para a unidade de compressor. Quando a velocidade óptima é alcançada, isto é, o fluxo de gás através da turbina é suficiente, as turbinas a assumir. Há um número de diferentes métodos de partida, tais como eléctricos , hidráulicos , pneumáticos , etc

O eléctrico de arranque funciona com engrenagens e placa de embreagem que ligam o motor eo motor. A embreagem é usada para desengatar quando a velocidade máxima é alcançada. Isso geralmente é feito automaticamente. O fornecimento elétrico é usado para arrancar o motor, bem como para a ignição. A tensão é normalmente construído lentamente como ganhos iniciais velocidade.

Alguns precisam aviões militares para ser iniciado mais rápido do que o método elétricos licenças e, portanto, eles usam outros métodos, como um motor de arranque da turbina. Esta é uma turbina de impulso impactada pela queima de gases a partir de um cartucho. Destina-se a rodar o motor e também ligado a um sistema automático de desconexão. O cartucho é incendiada electricamente e usado para transformar a turbina.

Outro sistema de arranque da turbina é quase exatamente como um pequeno motor. Novamente a turbina está ligado ao motor através de engrenagens. No entanto, a turbina está ligado por gases de queima - geralmente o combustível é o nitrato de isopropilo armazenada num tanque e pulverizada para dentro de uma câmara de combustão. Mais uma vez, isto é inflamado com uma vela de ignição. Tudo é controlado eletronicamente, tais como velocidade, etc.

A maioria dos aviões comerciais e grandes aviões de transporte militar geralmente usam o que é chamado de unidade auxiliar de potência , ou APU . É normalmente uma pequena turbina a gás. Assim, pode-se dizer que o uso de tal APU está usando uma pequena turbina a gás para iniciar um maior. O ar de alta pressão a partir da secção de compressão da APU é sangrada através de um sistema de tubos para os motores, onde é dirigido para o sistema de partida. Este "sangramento ar" é dirigida para dentro de um mecanismo para iniciar a rotação do motor e começar a puxar no ar. Quando a velocidade de rotação do motor é suficiente para puxar o ar suficiente para suportar a combustão, o combustível é introduzido e incinerado. Uma vez que o motor inflama e atinge velocidade de marcha lenta, o ar de purga é desligado.

A APU em aeronaves como o Boeing 737 e Airbus A320 pode ser visto na parte traseira extrema da aeronave. Este é o local típico de uma APU na maioria dos aviões comerciais, embora alguns possam estar dentro da raiz da asa ( Boeing 727) ou a fuselagem traseira ( DC-9 / MD80) como exemplos e alguns transportes militares carregam seus APU em uma das principais desembarque pods da engrenagem ( C-141).

A APU também fornecem energia suficiente para manter as luzes da cabine, pressão e outros sistemas enquanto os motores estão desligados. As válvulas utilizadas para controlar o fluxo de ar são normalmente controlado electricamente. Eles se fecham automaticamente a uma velocidade pré-determinada. Como parte da sequência de partida em alguns motores de combustível está combinado com o ar fornecido e queimados em vez de utilizar apenas ar. Isso geralmente produz mais energia por unidade de peso.

Normalmente uma APU é iniciado por seu próprio motor de arranque eléctrico que está desligado na velocidade adequada automaticamente. Quando o motor principal começa-se e atinge as condições adequadas, esta unidade auxiliar é então desligado e desengata lentamente.

Bombas hidráulicas também pode ser usado para iniciar alguns motores através de engrenagens. As bombas encontram-se electricamente controlada no chão.

Uma variação deste é o APU instalada em um Boeing F / A-18 Hornet; que é iniciado por um motor hidráulico, que se recebe energia armazenada num acumulador. Este acumulador é recarregado depois que o motor direito é iniciado e desenvolve pressão hidráulica, ou por uma bomba de mão em mão direita do trem de pouso principal também.

Ignição

Normalmente, há dois tampões de dispositivo de ignição em posições diferentes no sistema de combustão. Uma faísca de alta tensão é usada para inflamar os gases. A tensão é armazenada a partir de uma alimentação de baixa tensão fornecida pelo sistema de arranque. Ele acumula-se para o valor correto e depois é lançado como uma faísca de alta energia. Dependendo de várias condições, a ignição continua a fornecer faíscas para evitar a combustão de falhar, se a chama interior apaga-se. É claro que, no caso em que a chama se apagar, deve haver disposição para reacender. Há um limite de altitude e de velocidade do ar em que um motor pode obter um relight satisfatória.

Por exemplo, a General Electric F404-400 utiliza um dispositivo de ignição para a câmara de combustão e um para o pós-combustor; o sistema de ignição para a A / B incorpora um sensor de chama ultravioleta para ativar o ignitor.

Deve notar-se que a maioria dos modernos sistemas de ignição fornecer energia suficiente para ser um perigo letal que uma pessoa estar em contacto com o condutor eléctrico quando o sistema é activado, de modo que a comunicação da equipe é vital quando se trabalha com estes sistemas.

Sistema de lubrificação

Um sistema de lubrificação serve para garantir a lubrificação dos rolamentos e para manter as temperaturas suficientemente frias, principalmente, eliminando o atrito.

O sistema de lubrificação como um todo deve ser capaz de evitar que materiais estranhos entrem no avião, e alcançando os rolamentos, engrenagens e outras partes móveis. O lubrificante tem de ser capaz de fluir facilmente a temperaturas relativamente baixas e não se desintegram ou quebram a temperaturas muito elevadas.

Normalmente, o sistema de lubrificação tem subsistemas que tratam individualmente com a pressão de um motor, a lavagem, e de um respiradouro.

Os componentes do sistema de pressão são um tanque de óleo e de-aerador,bomba principal de óleo,filtro de óleo principal / válvula de derivação do filtro,válvula reguladora de pressão (PRV),radiador de óleo / por válvula de passagemetubos / jatos.
Normalmente, o fluxo é do tanque à entrada da bomba e PRV, bombeado para o filtro de óleo principal ou a sua válvula de derivação e radiador de óleo, em seguida, através de mais alguns filtros para jatos nos rolamentos.

Utilizando o método de controlo PRV, significa que a pressão do óleo de alimentação deve estar abaixo de um valor crítico (normalmente controlada por outras válvulas que podem vazar para fora o excesso de volta ao tanque de óleo de se exceder o valor crítico). A válvula abre a uma certa pressão e o óleo é mantido em movimento a uma velocidade constante para a câmara do rolamento.

Se a velocidade do motor aumenta, a pressão no interior da câmara de rolamento também aumenta, o que significa que a diferença de pressão entre a alimentação de lubrificante e a câmara reduz o que poderia reduzir a taxa lenta de óleo quando é necessário ainda mais. Como resultado, algumas VRPs pode ajustar os seus valores de força de mola com esta mudança de pressão na câmara de rolamento proporcionalmente para manter constante o fluxo de lubrificante.

Projetos avançados

J-58 ramjet combinado / turbojet

O SR-71 "s Pratt & Whitney J58 motores eram bastante incomum. Eles poderiam converter em vôo de ser em grande parte uma turbojet a ser em grande parte uma ramjet assistida por compressor. A velocidades elevadas (acima de Mach 2,4), o motor utilizado palhetas de geometria variável para dirigir o excesso de ar por meio de seis tubos de derivação a jusante do quarto andar de compressão para a de pós-combustão. 80% de SR-71 do empuxo a alta velocidade foi gerado deste modo, dando impulso muito maior, melhorando impulso específico de 10-15%, e que permite a operação contínua a Mach 3,2. O nome inventado para esta configuração é turbo-ramjet .

Hidrogénio alimentada motores a jato

Os motores a jato pode ser executado em quase todo o combustível. O hidrogénio é um combustível altamente desejável, tal como, embora a energia por mol não é invulgarmente elevado, a molécula é muito mais leve do que outras moléculas. Acontece que a energia por quilograma de hidrogênio é o dobro de combustíveis mais comuns e isso dá o dobro do impulso específico. Em motores a jato de adição de execução no hidrogénio são muito fáceis de Build- o primeiro turbojet nunca foi executado em hidrogênio.

No entanto, em quase todos os outros aspectos, o hidrogênio é problemático. A desvantagem do hidrogênio é sua densidade, na forma gasosa os tanques são impraticáveis ​​para o vôo, mas mesmo na forma líquida tem uma densidade de 1/14 a da água. É também profundamente criogênico e requer isolamento muito significativo que impede que sejam armazenados em asas. O veículo global acaba muito grande, e que seria difícil para a maioria dos aeroportos para acomodar. Finalmente, hidrogénio puro não é encontrada na natureza, e tem que ser fabricado, quer através de vapor de reformação ou da electrólise caro. Ambos os processos são relativamente ineficientes.

Motores a jato pr�arrefecida

Uma idéia originada por Robert P. Carmichael em 1955 é que o hidrogênio motores alimentados poderia, teoricamente, têm um desempenho muito maior do que o hidrocarboneto motores alimentados se um permutador de calor foram usadas para resfriar o ar que entra. A baixa temperatura permite que os materiais mais leves para ser utilizado, um maior fluxo de massa através dos motores, e permite combustores de combustível a injectar mais sem sobreaquecimento do motor.

Esta ideia conduz a projetos plausíveis como SABRE, que podem permitir-single-stage-a órbita, e ATREX, que podem permitir motores a jato para ser usado até velocidades hipersônico e altitudes elevadas para boosters para veículos de lançamento. A idéia também está sendo pesquisado pela UE para um conceito para alcançar non-stop viagens antípoda supersônico de passageiros em Mach 5 ( Reaction Engines A2).

Ramjet de propulsão nuclear

Projeto Pluto era um ramjet de propulsão nuclear, destinado ao uso em um míssil de cruzeiro. Em vez de combustão de combustível como em motores a jacto regulares, o ar foi aquecido utilizando uma temperatura elevada, reactor nuclear não blindado. Isto aumentou dramaticamente o tempo de queima do motor, e o ramjet foi previsto para ser capaz de cobrir qualquer distância necessária a velocidades supersónicas (Mach 3 na altura da árvore-top).

No entanto, não havia nenhuma maneira óbvia para pará-lo, uma vez que havia decolado, o que seria uma grande desvantagem em qualquer aplicativo não-descartável. Também, porque o reactor era blindado, era perigoso para ser ou em torno da trajectória de voo do veículo (embora o próprio escape não era radioativo). Estas desvantagens limitar a aplicação de ogiva sistema de entrega para uma guerra nuclear, que estava sendo projetado.

Scramjets

Scramjets são uma evolução de ramjets que são capazes de operar a velocidades muito mais elevadas do que qualquer outro tipo de motor airbreathing. Eles compartilham uma estrutura semelhante com ramjets, sendo um tubo em forma de especialmente que comprime o ar, sem partes móveis, através de compressão ram-air. Scramjets, contudo, operar com fluxo de ar através de todo o supersónico motor. Assim, scramjets não têm a necessária por ramjets difusor para reduzir a velocidade do fluxo de ar de entrada a velocidades subsónicas.

Scramjets começar a trabalhar a uma velocidade de pelo menos Mach 4, e tem uma velocidade máxima útil de aproximadamente Mach 17. Devido aoaquecimento aerodinâmico para estas altas velocidades, refrigeração representa um desafio para os engenheiros.

As considerações ambientais

Os motores a reacção são geralmente executados em propulsor de combustível fóssil, e, nesse caso, são uma fonte de líquido de carbono para a atmosfera.

Alguns cientistas acreditam que os motores a jato também são uma fonte deescurecimento global devido ao vapor de água nos gases de escape causando a formação de nuvens.

Compostos azotados, também são formados a partir do processo de combustão de azoto atmosférico. Em baixas altitudes isso não é pensado para ser especialmente prejudicial, mas para aviões supersônicos que voar na estratosfera alguma destruição do ozônio pode ocorrer.

Sulfatos são também emitidos, se o combustível contiver enxofre.

Segurança e confiabilidade

Os motores a jato são geralmente muito confiável e tem um muito bom registro de segurança. No entanto falhas às vezes ocorrem.

Uma classe de falhas que tem causado acidentes em particular, é fracassos incontidas, onde as peças rotativas do motor romper e saída através do caso. Estes podem cortar as linhas de combustível ou de controle, e podem penetrar na cabine. Embora as linhas de combustível e de controlo são geralmente duplicados para a confiabilidade da United Airlines Flight 232 foi causado quando todas as linhas de controle foram cortados simultaneamente.

A falha mais provável é falha lâmina compressor, e motores a jato modernos são projetados com estruturas que podem pegar estas lâminas e mantê-los contidos-los dentro do invólucro do motor. Verificação de um projeto de motor de jato envolve testes que este sistema funciona corretamente.

Colisão com aves

Colisão com pássaros é um termo aviação para uma colisão entre um pássaro e um avião. É uma ameaça comum à segurança das aeronaves e tem causado uma série de acidentes fatais. Em 1988 um Ethiopian Airlines Boeing 737 sugou pombos em ambos os motores durante a descolagem e, em seguida, caiu em uma tentativa de retornar ao aeroporto Bahir Dar; das 104 pessoas a bordo, 35 morreram e 21 ficaram feridas. Em outro incidente, em 1995, a Dassault Falcon 20 caiu em uma Paris aeroporto durante uma tentativa de pouso de emergência depois de chupar lapwings em um motor, o que causou uma falha de motor e um incêndio no avião fuselagem; todas as 10 pessoas a bordo morreram.

Motores a jato modernos têm a capacidade de sobreviver a uma ingestão de um pássaro. Pequenos aviões rápidos, como militares caças a jato, estão em maior risco do que as grandes pesados ​​multi-motor. Isto é devido ao facto de o ventilador de um alto desvio motor turbofan, típico em aviões de transporte, actua como um separador centrífugo para forçar materiais ingeridos (aves, gelo, etc.) para o exterior do disco do ventilador. Como resultado, estes materiais ir através da relativamente desimpedida conduta de derivação, em vez de através do núcleo do motor, que contém as menores e mais delicados pás do compressor. aeronave militar concebidas para o voo de alta velocidade têm tipicamente puro turbo-jacto, ou de baixa derivação turbofan, aumentando o risco de que os materiais ingerido vai entrar no núcleo do motor para causar danos.

O maior risco da greve pássaro é durante a decolagem epouso, em baixasaltitudes, que está nas proximidades dosaeroportos.