Un motore a turbina aeronautico è costituito da una presa d’aria, un compressore, camere di combustione, una sezione della turbina e uno scarico. La spinta viene prodotta aumentando la velocità dell’aria che scorre attraverso il motore. I motori a turbina sono propulsori aeronautici altamente desiderabili. Sono caratterizzati da un funzionamento regolare e da un elevato rapporto potenza-peso e utilizzano carburante per getto prontamente disponibile. Prima dei recenti progressi nella progettazione dei materiali, nella progettazione del motore e nei processi di produzione, l’uso di motori a turbina in velivoli di piccola/leggera produzione era proibitivo in termini di costi. Oggi, diversi produttori di aviazione stanno producendo o intendono produrre aeromobili a turbina di piccole/leggeri. Questi velivoli a turbina più piccoli si trovano tipicamente tra tre e sette passeggeri e sono indicati come getti molto leggeri (VLJ) o microjet. [Figura 6-22]

6.9.1 Tipi di motori a turbina #

I motori a turbina sono classificati in base al tipo di compressori utilizzati. Esistono tre tipi di compressori: flusso centrifugo, flusso assiale e flusso centrifugo-assiale. La compressione dell’aria in ingresso si ottiene in un motore a flusso centrifugo accelerando l’aria verso l’esterno perpendicolare all’asse longitudinale della macchina. Il motore a flusso assiale comprime l’aria con una serie di profili aerodinamici rotanti e fissi che spostano l’aria parallelamente all’asse longitudinale. Il progetto di flusso centrifugo-assiale utilizza entrambi i tipi di compressori per ottenere la compressione desiderata.

Il percorso che l’aria percorre attraverso il motore e il modo in cui viene prodotta la potenza determina il tipo di motore. Esistono quattro tipi di motori a turbina aeronautici: turbojet, turboelica, turbofan e turboalbero.

6.9.2 Turbojet #

Il motore a turbogetto è composto da quattro sezioni: compressore, camera di combustione, sezione della turbina e scarico. La sezione del compressore passa l’aria in ingresso ad un’elevata velocità di velocità alla camera di combustione. La camera di combustione contiene l’ingresso del carburante e l’accenditore per la combustione. L’aria in espansione aziona una turbina, che è collegata da un albero al compressore, sostenendo il funzionamento del motore. I gas di scarico accelerati del motore forniscono spinta. Questa è un’applicazione di base per la compressione dell’aria, accendendo la miscela aria-combustibile, producendo potenza per autosostenersi al funzionamento del motore e scarico per la propulsione. [Figura 6-23]

I motori turbojet sono limitati nella portata e nella resistenza. Sono anche lenti a rispondere alle applicazioni dell’acceleratore a basse velocità del compressore.

6.9.3 Turboelica #

Un motore turboelica è un motore a turbina che guida un’elica attraverso un riduttore. I gas di scarico azionano una turbina di potenza collegata da un albero che aziona il gruppo del riduttore. I riduttori sono necessari nei motori a turboelica perché le prestazioni ottimali dell’elica sono ottenute a velocità molto più basse rispetto al numero di giri operativo del motore. I motori turboelica sono un compromesso tra i motori a turbogetto e i propulsori alternativi. I motori turboelica sono più efficienti a velocità comprese tra 250 e 400 mph e altitudini comprese tra 18.000 e 30.000 piedi. Si comportano bene anche alle velocità basse necessarie per il decollo e l’atterraggio e sono efficienti in termini di carburante. Il consumo minimo di carburante specifico del motore turboelica è normalmente disponibile nella fascia di altitudine di 25.000 piedi fino alla tropopausa. [Figura 6-24]

6.9.4 Turbofan #

I turbofan sono stati sviluppati per combinare alcune delle migliori caratteristiche del turbojet e del turboelica. I motori turbofan sono progettati per creare ulteriore spinta deviando un flusso d’aria secondario attorno alla camera di combustione. L’aria di bypass turbofan genera una maggiore spinta, raffredda il motore e aiuta nella soppressione del rumore degli scarichi. Ciò fornisce velocità di crociera di tipo turbogetto e minor consumo di carburante.

L’aria di ingresso che passa attraverso un motore turbofan è solitamente divisa in due flussi d’aria separati. Un flusso passa attraverso il nucleo del motore, mentre un secondo flusso bypassa il nucleo del motore. È questo flusso d’aria di bypass che è responsabile del termine “motore di bypass”. Il rapporto di bypass di un turbofan si riferisce al rapporto tra il flusso d’aria di massa che passa attraverso il ventilatore diviso per il flusso d’aria di massa che passa attraverso il nucleo del motore. [Figura 6-25]

6.9.5 Turboalbero #

Il quarto tipo comune di motore a reazione è il turboalbero. [Figura 6-26] Fornisce potenza a un albero che aziona qualcosa di diverso da un’elica. La più grande differenza tra un turbogetto e un motore turboalbero è quella su a

Motore turboalbero, la maggior parte dell’energia prodotta dai gas in espansione viene utilizzata per azionare una turbina piuttosto che produrre spinta. Molti elicotteri utilizzano un motore a turbina a gas turboalbero. Inoltre, i motori turboalbero sono ampiamente utilizzati come unità di potenza ausiliarie su grandi aerei.

6.9.6 Strumenti per motori a turbina #

Gli strumenti del motore che indicano la pressione dell’olio, la temperatura dell’olio, la velocità del motore, la temperatura dei gas di scarico e il flusso del carburante sono comuni sia ai motori a turbina che a quelli alternativi. Tuttavia, ci sono alcuni strumenti che sono unici per i motori a turbina. Questi strumenti forniscono indicazioni di rapporto di pressione del motore, pressione di scarico della turbina e coppia. Inoltre, la maggior parte dei motori a turbina a gas ha più strumenti di rilevamento della temperatura, chiamati termocoppie, che forniscono ai piloti letture della temperatura all’interno e intorno alla sezione della turbina.

6.9.7 Rapporto di pressione del motore (EPR) #

Un manometro del rapporto di pressione del motore (EPR) viene utilizzato per indicare la potenza di un motore turbogetto/turbofan. EPR è il rapporto tra lo scarico della turbina e la pressione di ingresso del compressore. Le misurazioni della pressione sono registrate da sonde installate nell’ingresso del motore e allo scarico. Una volta raccolti, i dati vengono inviati a un trasduttore di pressione differenziale, che è indicato su un manometro EPR del ponte di volo. Il design del sistema EPR compensa automaticamente gli effetti della velocità e dell’altitudine. Le variazioni della temperatura ambiente richiedono una correzione da applicare alle indicazioni EPR per fornire impostazioni di potenza del motore accurate.

6.9.8 Temperatura dei gas di scarico (EGT) #

Un fattore limitante in un motore a turbina a gas è la temperatura della sezione della turbina. La temperatura di una sezione della turbina deve essere attentamente monitorata per evitare il surriscaldamento delle pale della turbina e altri componenti della sezione di scarico. Un modo comune per monitorare la temperatura di una sezione di una turbina è con un indicatore EGT. EGT è un limite di funzionamento del motore utilizzato per monitorare le condizioni generali di funzionamento del motore. Le variazioni dei sistemi EGT hanno nomi diversi in base alla posizione dei sensori di temperatura. Gli indicatori di rilevamento della temperatura della turbina comuni includono l’indicatore della temperatura di ingresso della turbina (TIT), l’indicatore della temperatura di uscita della turbina (TOT), l’indicatore della temperatura della turbina interstadio (ITT) e l’indicatore della temperatura del gas della turbina (TGT).

6.9.9 Torquemetro #

La potenza del motore turboelica/turboalbero è misurata dal torquemeter. La coppia è una forza di torsione applicata ad un albero. Il torquemetro misura la potenza applicata all’albero. I motori turboelica e turboalbero sono progettati per produrre coppia per la guida di un’elica. I torquemetri sono calibrati in percentuali, piedi-pound o psi.

6.9.10 Indicatore N1 #

N1 rappresenta la velocità di rotazione del compressore a bassa pressione ed è presentato sull’indicatore come percentuale del numero di giri di progetto. Dopo l’avvio la velocità del compressore di bassa pressione è regolata dalla ruota della turbina N1. La ruota della turbina N1 è collegata al compressore a bassa pressione attraverso un albero concentrico.

6.9.11 Indicatore N2 #

N2 rappresenta la velocità di rotazione del compressore ad alta pressione ed è presentato sull’indicatore come percentuale del numero di giri di progetto. Il compressore ad alta pressione è regolato dalla ruota della turbina N2. La ruota della turbina N2 è collegata al compressore ad alta pressione attraverso un albero concentrico. [Figura 6-27]

6.9.12 Considerazioni operative del motore a turbina #

La grande varietà di motori a turbina rende poco pratico coprire specifiche procedure operative, ma ci sono alcune considerazioni operative comuni a tutti i motori a turbina. Sono limiti di temperatura del motore, danni da oggetti estranei, avviamento a caldo, stallo del compressore e spegnimento.

6.9.13 Limitazioni della temperatura del motore #

La temperatura più alta in qualsiasi motore a turbina si verifica all’ingresso della turbina. La temperatura di ingresso della turbina è quindi di solito il fattore limitante nel funzionamento del motore a turbina.

6.9.14 Variazioni di spinta #

La spinta del motore a turbina varia direttamente con la densità dell’aria. Quando la densità dell’aria diminuisce, anche la spinta. Inoltre, poiché la densità dell’aria diminuisce con l’aumento della temperatura, anche l’aumento della temperatura comporterà una diminuzione della spinta. Mentre sia i motori a turbina che quelli alternativi sono influenzati in una certa misura dall’elevata umidità relativa, i motori a turbina subiranno una perdita trascurabile di spinta, mentre alternano i motori una significativa perdita di potenza del freno.

6.9.15 Danni a oggetti estranei (FOD) #

A causa della progettazione e del funzionamento dell’ingresso dell’aria di un motore a turbina, esiste sempre la possibilità di ingestione di detriti. Ciò provoca danni significativi, in particolare alle sezioni del compressore e della turbina. Quando si verifica l’ingestione di detriti, si chiama danno a oggetti estranei (FOD). Il FOD tipico è costituito da piccole intaccature e ammaccature causate dall’ingestione di piccoli oggetti dalla rampa, dalla pista di rullaggio o dalla pista, ma si verificano anche danni da FOD causati da bird strike o ingestione di ghiaccio. A volte il FOD provoca la distruzione totale di un motore.

La prevenzione del FOD è una priorità assoluta. Alcuni ingressi del motore hanno la tendenza a formare un vortice tra il terreno e l’ingresso durante le operazioni a terra. Su questi motori può essere installato un dissipatore Vortex. Possono essere utilizzati anche altri dispositivi, come schermi e/o deflettori. Le procedure di preflight includono un’ispezione visiva per qualsiasi segno di FOD.

6.9.16 Avviamento caldo/sospeso del motore a turbina #

Quando l’EGT supera il limite di sicurezza di un aeromobile, subisce una “partenza a caldo”. È causato da troppo carburante che entra nella camera di combustione, o insufficiente RPM della turbina. Ogni volta che un motore ha un avviamento a caldo, fare riferimento all’AFM/POH o a un manuale di manutenzione appropriato per i requisiti di ispezione.

Se il motore non accelera alla velocità corretta dopo l’accensione o non accelera fino al minimo, si è verificata una falsa partenza. Un arresto appeso può essere causato da una fonte di alimentazione di avviamento insufficiente o da un malfunzionamento del controllo del carburante.

6.9.17 Stalli compressori #

Le lame del compressore sono piccoli profili alari e sono soggetti agli stessi principi aerodinamici che si applicano a qualsiasi profilo alare. Una pala del compressore ha un angolo di attacco che è il risultato della velocità dell’aria in ingresso e della velocità di rotazione del compressore. Queste due forze si combinano per formare un vettore, che definisce l’angolo di attacco effettivo del profilo alare all’aria di ingresso in avvicinamento.

Uno stallo del compressore è uno squilibrio tra le due grandezze vettoriali, la velocità di ingresso e la velocità di rotazione del compressore. Gli stalli del compressore si verificano quando l’angolo di attacco delle pale del compressore supera l’angolo di attacco critico. A questo punto, il flusso d’aria regolare viene interrotto e la turbolenza viene creata con fluttuazioni di pressione. Gli stalli del compressore provocano il flusso d’aria nel compressore rallenta e ristagna, a volte la direzione di inversione. [Figura 6-28]

Gli stalli del compressore possono essere transitori e intermittenti o costanti e gravi. Le indicazioni di una stalla transitoria/intermittente sono solitamente un “bang” intermittente poiché si verificano ritorsioni e inversione del flusso. Se lo stallo si sviluppa e diventa costante, può svilupparsi una forte vibrazione e un forte ruggito dall’inversione del flusso continuo. Spesso, gli indicatori del ponte di volo non mostrano uno stallo lieve o transitorio, ma indicano uno stallo sviluppato. Le indicazioni tipiche degli strumenti includono le fluttuazioni del numero di giri e un aumento della temperatura dei gas di scarico. La maggior parte delle stalle transitorie non sono dannose per il motore e spesso si correggono dopo una o due pulsazioni. La possibilità di gravi danni al motore da uno stallo allo stato stazionario è immediata. Il recupero deve essere ottenuto riducendo rapidamente la potenza, diminuendo l’angolo di attacco dell’aereo e aumentando la velocità.

Sebbene tutti i motori a turbina a gas siano soggetti a stalli per compressori, la maggior parte dei modelli dispone di sistemi che li inibiscono. Un sistema utilizza una paletta di guida di ingresso variabile (ViGV) e paletterie variabili dello statore, che dirigono l’aria in ingresso nelle pale del rotore con un’angolazione appropriata. Per prevenire le stalle della pressione dell’aria, utilizzare l’aeromobile entro i parametri stabiliti dal produttore. Se si sviluppa uno stallo del compressore, seguire le procedure consigliate nell’AFM/POH.

6.9.18 Spegnimento #

Nel funzionamento di un motore a turbina a gas in cui il fuoco nel motore si spegne involontariamente. Se nella camera di combustione viene superato il limite ricco del rapporto carburante/aria, la fiamma si spegne. Questa condizione è spesso indicata come una ricca fiammata. In genere deriva da un’accelerazione del motore molto veloce, in cui una miscela eccessivamente ricca fa scendere la temperatura del carburante al di sotto della temperatura di combustione. Può anche essere causato da un flusso d’aria insufficiente per sostenere la combustione.

Un evento di fiamma più comune è dovuto alla bassa pressione del carburante e alle basse velocità del motore, che in genere sono associate al volo ad alta quota. Questa situazione può verificarsi anche con il motore strozzato all’indietro durante una discesa, che può impostare lo spegnimento delle condizioni di inclinazione. Una miscela debole può facilmente far spegnere la fiamma, anche con un normale flusso d’aria attraverso il motore.

Qualsiasi interruzione dell’alimentazione del carburante può causare uno spegnimento. Ciò può essere dovuto a atteggiamenti insoliti prolungati, un sistema di controllo del carburante malfunzionante, turbolenza, glassa o esaurimento del carburante.

I sintomi di un Flameout normalmente sono gli stessi di quelli che seguono un guasto al motore. Se lo spegnimento è dovuto a una condizione transitoria, come uno squilibrio tra il flusso del carburante e la velocità del motore, una volta corretta la condizione può essere tentata un’aviazione. In ogni caso, i piloti devono seguire le procedure di emergenza applicabili delineate nell’AFM/POH. Generalmente queste procedure contengono raccomandazioni riguardanti l’altitudine e la velocità in cui è più probabile che l’airstart abbia successo.

6.9.19 Confronto delle prestazioni #

È possibile confrontare le prestazioni di un propulsore alternativo e diversi tipi di motori a turbina. Affinché il confronto sia accurato, è necessario utilizzare una potenza di spinta (potenza utilizzabile) per il propulsore alternativo anziché una potenza del freno e la spinta a rete deve essere utilizzata per i motori a turbina. Inoltre, la configurazione e le dimensioni del design dell’aeromobile devono essere approssimativamente le stesse. Quando si confrontano le prestazioni, sono utili le seguenti definizioni: potenza del freno (BHP), la potenza effettivamente erogata all’albero di uscita. La potenza del freno è la potenza utilizzabile effettiva. Spinta netta: la spinta prodotta da un turbogetto o da un motore turbofan. Thrust Horsepower (THP): l’equivalente di potenza della spinta prodotta da un turbogetto o da un motore turbofan. Equivalente potenza dell’albero (ESHP) — Per quanto riguarda i motori turboelica, la somma della potenza dell’albero (SHP) consegnata all’elica e al THP prodotta dai gas di scarico. La Figura 6-29 mostra come quattro tipi di motori si confrontano nella spinta netta all’aumentare della velocità. Questa cifra è solo a scopo esplicativo e non è per modelli specifici di motori. I seguenti sono i quattro tipi di motori:

• propulsore alternativo
• turbina, combinazione elica (turboprop)
• Motore a turbina che incorpora una ventola (turbofan)
• Turbojet (getto puro)

Tracciando la curva di prestazione per ciascun motore, è possibile effettuare un confronto della variazione massima della velocità dell’aeromobile con il tipo di motore utilizzato. Poiché il grafico è solo un mezzo di confronto, i valori numerici per la spinta netta, la velocità dell’aereo e la resistenza non sono inclusi.

Il confronto dei quattro propulsori sulla base della spinta netta rende evidenti alcune capacità prestazionali. Nella gamma di velocità mostrata a sinistra della linea A, il propulsore alternativo supera gli altri tre tipi. Il turboelica supera il turbofan nella gamma a sinistra della linea C. Il motore turbofan supera il turbojet nella gamma a sinistra della linea F. Il motore turbofan supera il propulsore alternativo a destra della linea B e il Turboelica a destra della linea C. Il turbogetto supera il propulsore alternativo a destra della linea D, il turboelica a destra della linea E e il turbofan a destra della linea F.

I punti in cui la curva di trascinamento dell’aeromobile interseca le curve di spinta netta sono le velocità massime dell’aeromobile. Le linee verticali da ciascuno dei punti alla linea di base del grafico indicano che l’aereo turbogetto può raggiungere una velocità massima maggiore rispetto a quella degli aeromobili equipaggiati con gli altri tipi di motori. Gli aerei dotati di motore turbofan raggiungeranno una velocità massima superiore a quella di aeromobili equipaggiati con un turboelica o un propulsore alternativo.