Slovník pojmů

Tento slovník pojmů je zatím velmi provizorní, postupně jej budu rozšiřovat, zpřesňovat, dodám vyhledávání a třízení jednotlivých pojmů.


Obtokový poměr [Bypass ratio]
U dvouproudových motorů určuje poměr mezi průtokem vzduchu vnějším (kolem jádra) a vnitřním proudem (jádrem).
Větší obtokový poměr mají motory dopravních letadel, řádově 3 až 7, motory bojových letadel mívají obtokový poměr menší, přibližně od 0.3 do 0.8. U motorů s vysokým obtokovým poměrem je většina tahu vyvozena vnějším proudem vzduchu a to i při jeho relativně nízkém urychlení. Nízká přidaná rychlost znamená i podstatně nižší množství potřebné dodané energie (z paliva). Tyto motory jsou pak podstatně ekonomičtější, než by byly motory podobného výkonu s nízkým obtokovým poměrem.
Ve většině textu zde na webu uvádím nesprávně odtokový poměr, korektně je obtokový!!! Má omluva vám a dík Martinu Bičanovi za upozornění.

Průtok vzduchu motorem [Airflow]
Určuje množství vzduchu, protékajícího motorem za jednotku času. V jednotkách systému SI je to kg/s. Anglosaský systém hodnoty udává v librách, tedy lbs/s. Typické hodnoty pro motory moderních stíhacích letounů jsou kolem 100kg/s, hodnoty pro velké motory dopravních letadel přesahují 500kg/s.

Celkové stlačení za VTK [Overall pressure ratio]
Tento parametr udává stlačení vzduchu za vysokotlakým kompresorem (před spalovací komorou). V ranným dobách existence proudových motorů dosahovalo stlačení hodnot kolem 8, dnes je tato hodnota v rozmezí 20-40. Z teorie vytváření tahu vyplývá, že stlačení plynu před spálením dodá plynu tlakovou energii a je podmínkou pro následné vyvození tahu. Z grafu termodynamického děje v motorů je zřejmé, že dosažením vyššího stlačení roste i energie plynu a po spálení a výstupu plynu tryskou je vyvozen vyšší tah. Cílem konstruktérů je jít se stlačením dál přes hodnotu 40, 50, třeba i 60.

Tah motoru [Thrust]
Udává sílu proudového motoru, používané jednotky jsou: Pro "výkon" pístového motoru se nepoužívá tah, ale výkon, jehož jednotky jsou kW nebo k (koně).

  =        konverzní poměr

Tah na volnoběh [Idle thrust]
Minimální tah, který je motor schopen vyvíjet. Příliš velký minimální (zbytkový) tah může například způsobit překročení bezpečné rychlosti pojíždění. Tento problém se vyskytl při vývoji F-16, kdy motor F100 vyvíjel na volnoběh 2.98kN tahu a teoreticky mohl méně naložený stroj rozběhnout na rychlosot 93km/h. Řešením bylo snížení otáček při volnoběhu. Například u motoru R-11F2S-300 z letounu MiG-21UM je tah na volnoběh 1,67kN, otáčky motoru jsou při něm 30-36%.
Tah na volnoběh dosahuje hodnoty přibližně 4% tahu maximálního (bez přídavného spalování).

Tah cestovní, tah optimální, tah ekonomický [Cruise thrust]
Tah, při kterém je nejnižší specifická spotřeba paliva. V naprosté většině případů se společně s ním uvádí i pro jakou letovou hladinu a letovou rychlost platí. Časté jsou hodnoty kolem H=11km, M=0.8. Pro velká dopravní a transportní letadla je cestovní tah a cestovní specifická spotřeba paliva klíčovým parametrem. Oproti tahu maximálnímu (ve stejné výšce, při stejné rychlosti) je cestovní tah odhadem 70-80ti procentní. Pozor, vzhledem k tomu, že je měřen ve velké výšce, kde je i maximální tah menší, dosahuje zhruba 20-25% tahu maximálního na SLS.

Tah nominální [Nominal thrust]
Tah na nominálním režimu je tah na výpočtovém režimu motoru. Nabývá hodnot asi 85 až 90% maximálního tahu, otáčky rotoru bývají 95 až 98%. Motor na nominálním režimu může pracovat nepřetržitě. (thx Michal Bičan)

Tah maximální, tah vzletový [Maximal thrust]
Tah motoru, běžícího na maximálních otáčkách. Je-li motor bez přídavného spalování, jde o nejvyšší tah, jaký je motor schopen při daných podmínkách vyvinout. Pokud není uvedeno jinak (nesetkal jsem se s tím ještě), platí pro podmínky SLS.

Tah mimořádný, tah nouzový [Emergency thrust]
Některé motory umožňují použití mimořádného tahu, který je o něco vyšší, než maximální. Jeho použití je povoleno jen krátkodobě, v extrémních případech (vysazení jiného motoru, zkrácený vzlet). U různých motorů se řeší různě - navýšením otáček nad 100%, použití tzv. druhé forsáže apod.

Tah s přídavným spalováním, tah s forsáží [Thrust with afterburner, Augmented thrust]
Samozřejmě se udává jen pokud je motor vybaven přídavným spalováním. Tah s přídavným spalováním je o 30-50% vyšší, než tah maximální. Doba nepřetržité činnosti motoru s přídavným spalováním je u většiny motorů limitována na několik desítek sekund až několik minut. Dochází totiž k přehřívání a nadměrnémů namáhání zadní části motoru. Udává se při podmínkách SLS.

Tah neinstalovaný a instalovaný [Uninstalled and installed thrust]
Veškeré hodnoty tahů a specifických spotřeb paliva uváděné v technických parametrech motorů platí pro neinstalovaný motor. To znamená motor, který nebyl nainstalován do letounu, tah byl změřen jen na zkušebních stendech. Po instalaci motoru do letounu dochází ke změně disponobilního tahu vlivem ztrát nebo naopak generováním tahu na vstupním ústrojí, ztráty vznikají na trysce a vlivem odpouštění stlačeného vzduchu z kompresoru pro zajištění funkce letounových systémů. Jeden z praktických důsledků je například u bojových letounů pokles z neinstalovaného na instalovaný tah při M=0, H=0 až na hodnotu přibližně 75%. Konkrétně třeba u motoru J58 je neinstalovaný tah přes 145kN, po instalaci do SR-71 má letoun k dispozici od každé motorové jednotky jen přibližně 110 kN. Koeficient změny tahu se mění v závislosti na machově čísle tak, jak se mění i konfigurace vstupního ústrojí a výstupní trysky.
Například u MiG-25 je při M=0 koeficient 74% pro maximální tah a 82% pro přídavné spalování a ztráty vznikají pouze na vstupu. Při M=0.8 je koeficient 97% pro maximální tah (1% jsou ztráty na vstupu, 2% ztráty na trysce) a 99% pro přídavné spalování. V transsonické oblasti a s maximálním tahem jde vlivem ztrát na trysce koeficient znovu přibližně k 77%. Při výrazně nadzvukové rychlosti má na koeficient velký vliv úhel náběru a pohybuje se mezi 72 a 105%. Další příklad může být MiG-29. Při M=0.2 a maximálním tahu je koeficient 80%, při M=0.9 je to 96%. S přídavným spalováním, ve výšce 11 km a při rychlosti M=2 je to 94% atp.
U motorů velkých dopravních letounů s jednoduchým vstupním ústrojím budou čísla zase o trochu jiná, patrně vyšší - na hodnotách zhruba 90% a více.

Specifická spotřeba motoru [Specific Fuel Consumption (SFC)]
Udává spotřebu paliva v přepočtu na jednotku tahu a jednotku času. Obvyklý formát je kg paliva na kp tahu za jednu hodinu (kg.kp-1.h-1) nebo kg paliva na kN tahu za jednu hodinu (kg.kN-1.h-1). Matematicky správný formát je kg/(kN*h) nebo kg.kN-1.h-1, přesto na těchto stránkách budu většinou uvádět formát kg/kN/h, případně kg/kp/h.

. -1. -1   =   . -1. -1      konverzní poměr

Standardní atmosférické podmínky [Standard atmosphere]
Teplota 20 °C, atmosférický tlak 101,32 kPa. Hodnota tahu a příslušná hodnota specifické spotřeby se obvykle udává při standardních atmosférických podmínkách a SLS. Výkonnostní parametry motoru se totiž v závislosti na teplotě a tlaku vzduchu mění a to velmi výrazně.
Průběh základních parametrů standardní atmosféry je zde.

Rychlost zvuku, jednotka Mach [Speed of sound, Mach]
V letectví se k měření rychlosti letu často používá poměr mezi rychlostí pohybu tělesa vzhledem k okolnímu vzduchu a rychlostí zvuku v okolní atmosféře. Hodnota tohoto poměru udává tzv. Machovo číslo (M), příčemž při Mach pod 1 (M<1) je rychlost letu podzvuková, při Mach 1 (M=1) je rovna rychlosti zvuku, při Mach nad 1 (M>1) je nadzvuková. Rychlost zvuku v atmosféře je proměnlivá, liší se podle teploty a lze vypočítat dle vztahu

kde t je teplota vzduchu ve °C a c je výsledná rychlost zvuku v m/s. Teplota vzduchu standardně uznávané atmosféry je na úrovni moře 15°C. Teplota vzduchu až do výšky 11 km klesá, poté je na konstantních -56,5°C až do výšky 20 km, pak teplota pomalu stoupá. Pro rychlost zvuku to znamená, že na úrovni moře je 1225 km/h, do výšky 11 km postupně klesá na 1062 km/h, tuto hodnotu si drží až do výšky 20 km, poté pomalu roste na 1188 km/h ve výšce 47 km, následně zase klesá.

Pro získání teploty vzduchu, tlaku, hustotu a rychlosti zvuku doporučuji tento kalkulátor. Graf průběhu teploty a tlaku atmosféry v závislosti na výšce je zde.

Statické podmínky na úrovni moře [SLS - Sea level Static]
Pokud je tato hodnota uvedena například u tahu nebo spotřeby motoru, jedná se o měření výkonu/spotřeby v nulové výšce (úroveň moře) a při nulové rychlosti motoru oproti okolnímu vzduchu. Není-li uvedeno jinak, měly by (ale pouze měly, určitě tomu tak není vždy) společně se SLS platit i standardní atmosférické podmínky - teplota 20°C, tlak 101.32kPa. Výkonnostní parametry motoru se v závislosti na rychlosti jeho pohybu a výšce (tlaku/hustotě vzduchu) velmi výrazně mění.

Supercruise [Supercruise]
Schopnost letounu letět nadzvukovou rychlostí i bez použití přídavného spalování. Více na stránce supercruise.

Pomocná motorová jednotka [Auxiliary Power Unit (APU)]
APU je malý generátor, obvykle malý proudový motor, umožňující start hlavních motorů letounu, aniž by musely být napojeny na pozemní zdroj energie. Roztáčení motorů se obvykle děje dodáním ztlačeného vzduchu. APU také zajišťuje elektrický proud, tlak pro hydraulický systém a zajišťuje činnost klimatizace při stání na zemi. Na mnoha letounech poskytuje elektrické napájení i za letu. Nové bezpečnostní standardy vyžadují, aby mohla být jednotka APU spuštěna i za letu a mohla v případě nouze zásobovat letounové systémy.

Malé APU mají také některá obrněná vozidla - spotřeba je zde menší, než spotřeba hlavního rotoru, přičemž napájení systémů vozidla je plnohodnotně zajištěno. Velice důležitou funkci má APU na raketoplánu, z bezpečnostních důvodu jsou na něm instalovány tři jednotky.

Běžné umístění jednotek APU na dopravních letounech je v ocasní části, vstup vzduchu bývá často v kořeni svislé ocasní plochy, výstup spalin na samém konci ocasní části trupu. Například u IL-76 je vstup vzduchu umístěn v kořeni hlavního křídla.

Samostatná digitální řídící jednotka [Full Authority Digital Electronics Control (FADEC)]
Jde o systém plně elektronického řízení chodu motoru. Skládá se z řídícího počítače a nutného rozhraní na ovládací prvky motoru.
První systém FADEC byl testován v 70. letech na levém motoru TF-30 letounu F-111, první praktické použití našel u vojenských motorů F100 a civilních PW2000.
Podstatou FADEC je zpracování pohybu páky přípusti motoru a jiných ovládacích prvků motoru v počítačová jednotce a až ta optimálním způsobem řídí samotný motor - přísun paliva, nastavení statorových listů, nastavení odvodu vzduchu z kompresoru, spouštěcí a zastavovací sekvenci, řídí systém chlazení, obraceč tahu, monitoruje stav motoru, vibrace, přítomnost nečistot v oleji apod. Vstupem systému FADEC jsou stovky digitálních, diskrétních a analohových kanálů ať už přímo od motoru (otáčky, teploty, tlaky), či od letounu (letové parametry).
Z bezpečnostních důvodů se na motorech používají dvě identické řídící jednotky, prvně na motorech PW4000. Napájení je obvykle bráno z generátoru, připojeného na motor. Systém FADEC je dnes instalován na téměř všech moderních proudových a turbovrtulových motorech. Používá se i na některých nových pístových motorech.
Výhody: Systém FADEC má naopak i několik nevýhod nebo úskalí při designu a provozu. Prvně je to instalace a údržba velkého množství senzorů a datových kabelů. Dále programové vybavení patří do kategorie bezpečnostně kritické, což klade vysoké nároky jeho kvalitu a spolehlivost. V neposlední řadě je to nevýhoda systému, když pilot vyhodnotí aktuální situaci lépe, než počítač, ale počítač mu nedovolí provést potřebné úkony na motoru (nestandardní situace, jako poškození letounu apod.)




Přístupů od 24. 4. 2002